Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Состояние вопроса и обоснование направления исследования 12
1.1. Объект и предмет исследования. Основные задачи работы 12
1.2. Краткий анализ работ в рассматриваемой области исследований... 15
1.3. Обзор конструкций оперения гражданских самолетов 20
1.3.1. Компоновочные схемы оперения 20
1.3.2. Конструктивно-силовые схемы (КСС) горизонтального оперения 23
1.3.3. Стыковые соединения стабилизатора с фюзеляжем или килем.. 26
1.4. Проектирование конструкции агрегата - часть системы общего проектирования самолета 28
1.5. Влияние массы горизонтального оперения на взлетную массу и характеристики самолета 31
Глава 2. Проектирование конструкции стабилизатора в регулярной зоне 36
2.1. Проектирование конструкции агрегата - обратная задачи прочности 36
2.1.1. Критерии проектирования конструкции 36
2.1.2. Прямая задача прочности 36
2.1.3. Общий алгоритм решения обратной задачи прочности 38
2.2. Алгоритмы определения конструктивных параметров силовой схемы 39
2.2.1. Определение площади сечения и размеров поясов лонжерона 39
2.2.2. Определение толщины стенок лонжерона 42
2.2.3. Определение толщины обшивки от крутящего момента 44
2.3. Методика проектировочного расчета рациональных параметров стрингерных панелей 47
Глава 3. Проектирование конструкции стабилизатора в регулярной зоне из композиционных материалов 58
3.1. Проблемы и требования к конструкциям из композиционных материалов 58
3.2. Этапы и результаты внедрения КМ в конструкции планера самолета 63
3.3. Варианты конструктивно-технологических решений композитных конструкций из КМ 69
3.4. Методика проектирования элементов конструкции стабилизатора из КМ 73
3,4Л. Основные положения 73
3.4.2. Проектировочный расчет трехслойной панели из КМ 75
Глава 4. Модели исследования конструкции стабилизатора с различным типом закрепления 81
4.1. Постановка задачи 81
4.2. Построение конечно-элементной модели конструкции стабилизатора с различным закреплением 84
4.2.1. Метод и программа расчета НДС 84
4.2.2. Описание конструкции и формирование геометрической модели 87
4.2.3. Создание физической модели 94
4.2.4. Программа параметрических исследований и расчетов 97
4.3. Достоверность конечно-элементной модели 98
4.4. Исследование напряженного состояния конструкции кессона стабилизатора консольной схемы в нерегулярной зоне 103
4.4.1. Дополнительные напряжения от депланации от изгиба 103
4.4.2. Дополнительные напряжения от депланации от кручения... 106
4.5. Исследование нерегулярной зоны и массы кессона стабилизатора по при четырех- и трехточечном закреплениях
Глава 5. Сравнительный анализ ндс и массы конструкции неуправляемого и переставного горизонтального оперения при нормируемых случаях нагружения 116
5.1. Описание конструкции и конечно-элементной модели 116
горизонтального оперения самолета
5.2. Сравнительный анализ НДС и массы конструкции неуправляемого и переставного стабилизатора 127
5.2.1. Случай нагружения «неспокойный воздух» 128
5.2.2. Случай нагружения «ГП-ДР» 131
Общие выводы и рекомендации 136
Список литературы 139
- Обзор конструкций оперения гражданских самолетов
- Алгоритмы определения конструктивных параметров силовой схемы
- Варианты конструктивно-технологических решений композитных конструкций из КМ
- Описание конструкции и формирование геометрической модели
Введение к работе
Актуальность предлагаемой диссертационной работы обусловлена тем, что в настоящее время повышение эффективности и безопасности эксплуатации авиационной техники требует глубокой оптимизации всех систем самолета. При этом существенную роль играют вопросы, связанные с оптимизацией и исследованием картины распределения напряжений по элементам силовой конструкции горизонтального оперения - одной из наиболее нагруженных и важных частей самолета.
Областью исследования является выбор параметров конструкции в регулярной и нерегулярной зонах стабилизатора горизонтального оперения при различном типе его закрепления на фюзеляже или киле гражданского транспортного самолета местных авиалиний.
Целью работы является, во-первых, создание методики определения рациональных параметров силовых элементов конструкции стабилизатора в регулярной области по критерию минимальной массы с учетом применения новых материалов. Во-вторых, проведение исследования картины распределения усилий и напряжений в элементах конструкции стабилизатора, находящихся в нерегулярной области, обусловленной различным типом закрепления горизонтального оперения, и влияния ее на массу конструкции для получения практических выводов и рекомендаций.
Научная новизна работы заключается в следующем.
Предложена классификация конструкции горизонтального оперения транспортного самолета в зависимости от задач общего проектирования самолета, видов закрепления и конструктивно-силовой схемы.
Проведено исследование различных расчетных формул для определения относительной массы конструкции горизонтального оперения в зависимости от расположения и закрепления стабилизатора на фюзеляже или киле, применения традиционных и композиционных материалов. Проведена оценка изменения взлетной массы самолета в зависимости от особенностей конструкции горизонтального оперения.
Разработаны методика и алгоритмы определения рациональных параметров элементов силовой конструкции в регулярной зоне стабилизатора, исходя из решения обратной задачи прочности.
Разработаны методика, алгоритмы и программа проектировочного расчета панелей стабилизатора, на их основе определены области применения рациональной конструкции панелей стабилизатора в зависимости от параметров нагружения.
Сформулированы проблемы и требования к конструкции агрегатов планера самолета, выполненных из композиционных материалов. Разработаны варианты конструктивно-технологических решений композитных конструкций.
Разработана методика проектировочного расчета параметров трехслойной сотовой панели с обшивками из полимерного композиционного материала. Проведено сравнение по массе конструкции стрингерной панели, выполненной из традиционного материала, и трехслойной композитной панели.
Разработаны конечно-элементные модели силового кессона прямоугольного и трапециевидного сечений с различными конструктивно-силовыми схемами и видами закрепления в системе NASTRAN for WINDOWS. Показаны расчетные зависимости дополнительных напряжений от депланации при изгибе и кручении в элементах конструкции кессона, закрепленного моментными стыковыми узлами. Проведены параметрические исследования различия картин распределения усилий и напряжений по элементам конструкции кессонов, соответствующих конструкции переставного стабилизатора при трехточечном виде закрепления и неуправляемого стабилизатора при четырехточечном виде закрепления. Получены сравнительные результаты напряженно-деформированного состояния и массы по отдельным конструктивным элементам и конструкции в целом.
Разработана конечно-элементная модель конструкции горизонтального оперения пассажирского самолета. Проведены параметрические исследования в системе NASTRAN картины распределения напряженно-
деформируемого состояния при нормируемых случаях нагружения в конструкциях стабилизатора, закрепленного моментными стыковыми узлами к шпангоутам фюзеляжа, неуправляемого стабилизатора при четырехточечном виде закрепления и переставного стабилизатора при трехточечном виде закрепления. Получены сравнительные результаты НДС и массы по отдельным конструктивным элементам и конструкции в целом при различном типе закрепления и спектре нагрузок.
Практическая ценность диссертации заключается в том, что на базе созданных алгоритмов и программ определяются рациональные параметры элементов в регулярной зоне конструкции стабилизатора горизонтального оперения. Разработанные конечно-элементные модели позволяют получить картину распределения напряжений в элементах нерегулярной зоны конструкции стабилизатора и в последующем оценить и разработать меры по безопасному поведению конструкции.
Достоверность полученных результатов и выводов обеспечивается обоснованностью используемых аппроксимаций, а также сравнением их с численными решениями по классическим методам.
Апробация работы. Основные результаты работы докладывались и обсуждались на
Международной конференции «Авиация и космонавтика 2003» (Москва, 2003);
Научных чтениях по авиации, посвященных памяти Н.Е. Жуковского. (Москва, 2004);
Первой международной научно-технической конференции «Аэрокосмические технологии» (Москва-Реутов, 2004);
Второй научно-практической конференции молодых ученых и специалистов «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности», (ОАО «ОКБ Сухого» Москва, 2004);
3-ей международной конференции «Авиация и космонавтика 2004» (Москва, 2004).
Публикации
Ю С.Ч. Модели проектирования конструкции горизонтального оперения пассажирского самолета: Тезисы докладов международной конференции «Авиация и космонавтика 2003». Москва, 2003г.-С 222-223.
Ю С.Ч. Методы проектирования конструкции горизонтального оперения пассажирского самолета из композиционных материалов: Тезисы докладов международной конференции «Авиация и космонавтика 2003». Москва, 2003г.-С 223-224.
Ю С.Ч. Оценка весовой эффективности применения композиционных материалов в конструкции ЛА. Аэрокосмические технологии: Материалы первой международной научно-технической конференции. Москва - Реутов. 2004г. С15-19.
Ю С.Ч. Проектирование конструкции стабилизатора пассажирского самолета с учетом различного закрепления: Научные чтения по авиации, посвященные памяти Н.Е. Жуковского. Москва, 2004г. - С37-38.
Ю С.Ч. Исследование нерегулярной зоны конструкции переставного стабилизатора. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Статьи и материалы конференции. Москва ОАО «ОКБ Сухого», 2004г. - С82-87.
Ю С.Ч. Исследование нерегулярной зоны конструкции стабилизатора пассажирского самолета с учетом различного закрепления. Тезисы докладов международной конференции «Авиация и космонавтика 2004».
Диссертация состоит из введения, пяти глав, общих выводов и рекомендаций, списка использованной литературы и приложения.
Обзор конструкций оперения гражданских самолетов
Оперение представляет собой несущие поверхности, предназначенные для обеспечения, балансировки продольной и путевой устойчивости и управляемости самолета. Горизонтальное оперение дозвуковых самолетов, как правило, состоит из неподвижной части — стабилизатора и подвижной — руля высоты. На самолетах, имеющих мощную механизацию крыла, для обеспечения балансировки на режимах взлета и посадки часто применяют переставной стабилизатор (иногда его называют ограниченно подвижный, управляемый, с изменяемым углом установки) и руль высоты. Вертикальное оперение, как правило, состоит из неподвижной части — киля и подвижной -руля направления.
Компоновка хвостового оперения больше зависит от общей схемы самолета, чем любая другая его часть, и определяется еще на этапе технического предложения без подробной разработки его конструкции. Размещение оперения осуществляется в зонах отсутствия с путной струи от крыла и других агрегатов на всех режимах полета, чтобы обеспечить его эффективность.
Для гражданских транспортных самолетов местных воздушных линий наиболее распространенной является схема горизонтального оперения, когда стабилизатор установлен на фюзеляже (нормальная схема) или киле (Т -образное оперение). В том и другом случаях стабилизатор может быть неподвижно закрепленным или переставным (рисЛЛ). При нормальной схеме наиболее распространен неподвижно закрепленный стабилизатор, при Т-образной - переставной. горизонтальное оперение как несущие поверхности, в основном, такие же, что и для крыла, и имеют значения: удлинение X » 4-6, сужение Г[ « 1,5-2; относительная толщина профиля с w 8—12%; стреловидность по Л хорд % = 0-20.
В соответствии с [58,33,54,112 и др.] под КСС стабилизатора подразумевается наличие, число и взаимное расположение основных силовых элементов конструкции. Силовыми элементами являются: продольный набор -лонжероны, продольные стенки, верхние и нижние панели, усиленные стрингеры; поперечный набор: нормальные и силовые нервюры; обшивка. Панелями называют обшивку, подкрепленную стрингерами.
Проектирование конструктивно-силовой схемы оперения и схемы его закрепления должно проводиться уже на начальных стадиях разработки проекта самолета, так как силовые элементы горизонтального оперения должны быть увязаны друг с другом и с силовыми элементами фюзеляжа, расположение которых зависит также от компоновки хвостовой части фюзеляжа,
В конструкции стабилизатора горизонтального оперения рассматриваемых в работе типов самолетов применяется, как правило, двухлонжеронная или моноблочная с двумя продольными стенками КСС.
Основным признаком, характеризующим тип конструктивно-силовой схемы силового кессона, является степень участия обшивки (панелей) и поясов лонжеронов в восприятии действующего в сечении изгибающего момента (Мшг). Рассмотрим особенности КСС.
Лонжеронной КСС называют силовую конструкцию, в регулярной части которой весь изгибающий момент МИЗГї действующий в сечении, или большая его часть, воспринимается поясами лонжеронов. Участие обшивки, а точнее панели, в работе конструкции на восприятие Мтг зависит от ее толщины, количества и площади поперечного сечения стрингеров. Толщина обшивки определяется из условия работы ее на сдвиг от крутящего момента Мкр, зависит от шага стрингеров и нервюр и равна 1,0-1,5мм. Шаг стрингеров в корневом сечении 100-150мм. Лонжероны и стрингеры обычно располагаются по одному проценту хорды в корневом и концевом сечении, шаг стрингеров к концевому сечению уменьшается при наличии сужения стабилизатора. Стрингеры в панелях лонжеронной КСС подкрепляет обшивку, повышая критические напряжения потери устойчивости на сдвиг, и в восприятии изгибающего момента выполняет только вспомогательную роль.
Перерезывающая сила Q воспринимается стенками лонжеронов, не нагружая обшивку потоком касательных усилий.
Как правило, неподвижно закрепленный стабилизатор лонжеронной конструкции имеет эксплуатационный разъем у борта фюзеляжа. В зоне эксплуатационного разъема (нерегулярная зона) весь Мшг воспринимается только лонжеронами, поэтому нормальные усилия распределяются с панелей на пояса лонжеронов, увеличивая их площадь поперечного сечения.
Кессонной КСС называется конструкция, в которой Мизг частично воспринимается поясами лонжеронов, а частично обшивкой, подкрепленной стрингерами, то есть верхней и нижней панелями. По сравнению с лонжеронной конструкцией толщина обшивки увеличивается, а шаг стрингеров уменьшается. Увеличение числа элементов, воспринимающих Мюг, повышает живучесть конструкции, а в остальном кессонная конструкция аналогична лонжеронной.
Моноблочной КСС называется конструкция, в которой весь МИ1Г или почти весь, воспринимается верхней и нижней панелями. Пояса лонжеронов также участвуют в восприятии изгибающего момента, но они имеют минимальные размеры и площадь поперечного сечения, диктуемыми соображениями стыковки с обшивками панелей для образования замкнутого силового контура или технологическими соображениями. Поэтому здесь лонжероны с поясами небольшого поперечного сечения часто называют продольными стенками.
. Обшивка панелей часто подкрепляется стрингерами, шаг которых 60-100мм обычно остается постоянным по размаху от корневого к концевому сечениям. Поскольку обшивка воспринимает и изгибающий момент, и крутящий момент, толщина ее" увеличивается и равна 1,2-2,0мм, не допуская потери устойчивости, работая совместно на сжатие и сдвиг. Иногда в моноблочной конструкции применяется не клепаная стрингерная панель, а монолитная с подкрепляющими ребрами и стрингерами. Съемные технологические панели подкрепляются усиленными стрингерами.
Алгоритмы определения конструктивных параметров силовой схемы
Площадь сечения пояса лонжерона Fn является важным конструктивным параметром. Пояс лонжерона нагружается парой осевых усилий растяжения-сжатия N при восприятии изгибающего момента, действующего на лонжерон. Величина площади сечения пояса зависит от внешней нагрузки на агрегат, изгибающего момента в сечении всего агрегата по эпюре и от КСС агрегата.
В лонжеронной конструкции основную часть изгибающего момента, 80-90% от всей от всей величины момента, воспринимают пояса лонжеронов, и, соответственно, имеют большую площадь сечения. Кроме того, в сечении агрегата около бортовой нервюры, при закреплении только по стыковым узлам лонжеронов, стрингеры и обшивка панели вообще выключаются из работы по восприятию изгибающего момента, и весь момент воспринимают пояса лонжеронов.
В моноблочной конструкции почти весь изгибающий момент сечения воспринимается верхней и нижней панелями, пояса лонжеронов имеют минимальные площади сечения и размеры, задаваемые из конструктивных и технологических соображений.
При действии осевых усилий растяжения-сжатия N пояс лонжерона воспринимает нормальные напряжения ОдЄйст. В соответствии с решением обратной задачи, условие прочности пояса лонжерона о?дсйст [а], где действующие напряжения определяются по формуле
Fn HnFn Разрушающие (допустимые) напряжения для растянутого [араст] и сжатого [стсж] поясов определяются из разных соображений, в том числе и для различных материалов, и в общем случае различные. Соответственно, площади сечений поясов могут быть разными, В проектировочном расчете для верхнего и нижнего поясов разрушающие напряжения можно принять одинаковыми [с]=ксв, где К и 0,9 - коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений. Полагая запас прочности п=1, получим
Для двухлонжеронной (трехлонжеронной) КСС необходимо распределить изгибающий момент, действующий в сечении по эпюре, по отдельным лонжеронам.
Запишем систему уравнений, принимая, что момент распределяется пропорционально изгибным жесткостям лонжеронов: где ЕІ - изгибная жесткость сечения лонжерона, Мизг — изгибающий момент, который должен восприниматься всеми лонжеронами; Ы\ , М2 - изгибающие моменты, которые должны восприниматься каждым из лонжеронов.
Пренебрегая работой стенки лонжерона на изгиб, момент инерции лонжерона Определив изгибающий момент, который должен восприниматься каждым из лонжеронов, для более высокого лонжерона определяем площади сечения верхнего и нижнего поясов лонжерона. Площади поясов других лонжеронов определяются по соответствующим принятым соотношениям.
Это следует из того, что изгибающий момент Мизг в сечении воспринимается сразу всеми лонжеронами, как единой балкой (рис.2.1), иі Мизг
действующие напряжения определяются по формуле алейст j = Уі,где yj координата центра тяжести сечения каждого пояса лонжерона, 12 - суммарный момент инерции площадей всех элементов конструкции сечения. Соответственно, именно пояса наиболее высокого лонжерона будут иметь большие напряжения и определяются вначале.
Имея первое расчетное значение площадей сечения лонжеронов (первое приближение), по полученному значению подбирается сортаментный профиль, либо конструируется самостоятельно реальный пояс. Подсчитывается действительная площадь пояса, определяются расстояние Нп между центрами тяжести верхнего и нижнего поясов, реальные действующие напряжения в поясе сгниет и запас прочности п = [с] / адейСТ Полученные г\ сравниваются с нормативными.
Стенка лонжерона предназначена для восприятия перерезывающей силы Q и нагружена от этой силы потоком касательных усилий (ГЖС) qCT. При этом стенка работает на сдвиг. Принимается, что стенка равномерно нагружается ГЖС по высоте qCT І = —ii—} где і - номер лонжерона; Нст высота стенки.
Действующие касательные напряжения при расчетной нагрузке В соответствии с решением обратной задачи прочности, условие прочности стенки лонжерона на сдвиг х [і].
Расчетные разрушающие касательные напряжения на сдвиг для стенок, подкрепленных; поперечными элементами жесткости (стойками), принимаются, равными [1,33] в соответствии с формами разрушения: а) Срез стенки, [т]«тв«0,6сгв. б) Потеря устойчивости стенки, [т] = ткр СдВИГа, всегда тв. в) Разрушающие напряжения после потери устойчивости при образовании диагонального поля растяжения.
Как отмечено в работе [1], стремление к нулю диагонального напряжения сжатия или растяжения, то есть при начале потери устойчивости стенки на сдвиг, идет в большой запас прочности, хотя и обеспечивает очень четкую картину поведения тонкостенной балки при сдвиге. Разрушающие напряжения после потери устойчивости в проектировочном расчете определяются по методике [1], основанной на большом количестве экспериментальных данных и базированной на инженерной теории неполного диагонального поля растяжения.
В данной работе за разрушающие напряжения принимаются критические напряжения потери устойчивости подкрепленной стенки на сдвиг где KT=5,6+(3,85/(a/b) ) - коэффициент устойчивости для шарнирного закрепления стенки на поясах лонжерона и стойках, соответствующем однорядному заклепочному шву; а - больший размер клетки стенки; b -меньший размер клетки. При двухрядном заклепочном шве или монолитной стенке коэффициент устойчивости увеличивается в 1,5 раза.
Например,; 0= , a=Lu - шаг нервюр (рис. 2.2): Принимая тсдвига-ткрСдБИга, получим (2.6) Определив потребную толщину стенки, далее по сортаменту листов выбирается лист с учетом минусового допуска изготовления (например, при номинальной толщине листа Д16Тл2,0 фактическая толщина листа достигает только 1,83 мм). При выбранной толщине стенки определяются действующие расчетные напряжения, критические напряжения и запас прочности.
Для определения оптимальной толщины стенки необходимо провести расчет при разном количестве подкрепляющих стенку стоек, то есть при разном расстоянии между стойками, определяющим меньший и больший размер клетки стенки. Распределение перерезывающей силы Q, действующей в сечении, между стенками переднего и заднего лонжеронов выполняется пропорционально изгибным жесткостям лонжеронов, аналогично распределению изгибающего момента: По QCTi определяется толщина стенки переднего лонжерона, по QCT2 — заднего лонжерона.
Варианты конструктивно-технологических решений композитных конструкций из КМ
Составлены на основе обзора конструкций из КМ [24-29,47,68,72,77,78,104,129 и др.]. Разработка несущих конструкций гражданских самолетов из КМ предполагает не только их весовую эффективность, но одновременно и высокую технологичность, позволяющую изготавливать их в условиях серийного производства с малой себестоимостью, что делает их конкурентоспособным с металлическими конструкциями и в экономическом отношении.
Трудоемким, но исключительно полезным является процесс создания базы данных конструктивно-технологических решений конструкций агрегатов из КМ. Один из вариантов структуры базы данных показан на рис.3.8.
Рассматриваются элементы конструкции стабилизатора, выполненные из многослойного композиционного материала и нагруженные внутренними погонными усилиями сжатия и сдвига в координатах х, у (рис. 3.16).
Реальные конструкции из волокнистых полимерных композиционных материалов (ГЖМ) [7,8,9,19,23,31,47,62,73,77,90,91,93,115] представляют собой многослойный пакет из набора монослоев с различными углами ориентации волокон, жестко соединенных в одно целое. Количество слоев с разными углами укладки и порядок расположения их по толщине элемента составляет структуру (схему армирования) многослойного композиционного материала. Структура пакета характеризуется так же относительным содержанием слоев различной ориентации в общей толщине пакета. При проектировании таких конструкций с заданными характеристиками монослоя определяются не только размеры сечений элементов (как в конструкциях из металлов), но и структура этих элементов. Это связано с тем, что свойства композита определяются как свойствами отдельных слоев (монослоев), так и структурой пакета.
Обычно монослой рассматривается в системе координат 1 и 2 (рис. 3.17.а), которые называются главными осями упругости монослоя. Ось 1 направлена вдоль волокон монослоя, ось 2 - поперек волокон. Индексы 1 и 2 определяют величины, относящиеся к нагружению вдоль и поперек волокон, а индексы 12 и 21 - величины, относящиеся к плоскости армированного слоя. Когда монослой рассматривается в произвольной системе координат х, у, главные оси упругости монослоя повернуты на угол ориентации (укладки) ф, (рис. 3.17.6), Завершенный композит составляется из отдельных монослоев различной ориентации, уложенных в пакет. На рис. 3.17.в. показаны элемент конструкции из многослойного КМ и напряжения в этом элементе в координатах х- у и 1-2. Рис. 3.17. Характеристики и напряжения монослоя КМ Процедура проектировочного расчета многослойного композита состоит из 3-х основных этапов: 1) Определение толщины слоев с различными углами укладки и количества монослоев в каждом слое. 2) Оценка прочности многослойного композита по анализу прочности каждого слоя в отдельности. При этом сначала определяются жесткостные характеристики каждого слоя с различными углами укладки и пакета в целом, деформации и осредненные действующие напряжения в пакете и в каждом слое в координатных осях х - у. Далее определяются напряжения в осях 1-2 монослоя и, в конечном итоге, по критерию прочности проводится оценка прочности каждого слоя, входящего в пакет. 3) Определяются структура пакета слоев и оценка прочности конструктивного элемента по устойчивости. В основу методики проектировочного расчета трехслойной панели с обшивками из слоистого КМ приняты уравнения механики КМ [48-51,31,32,130].
Рассматриваемая трехслойная композитная панель состоит из внешней и внутренней многослойных обшивок и сотового заполнителя. В начале проводится проектировочный и поверочный расчет обшивок, затем определяется высота сотового заполнителя и проверка устойчивости панели на сжатие между нервюрами, (рис. 3.18).
Таким образом, панель, выполненная из КМ уменьшает массу панели, выполненной из традиционного материала Д16АТ, на 70%. Это реально, учитывая, что действующие напряжения в стрингерной панели значительно меньше предела прочности, а при расчете трехслойной композитной панели в расчетных нагрузках не учитывался дополнительный коэффициент безопасности для композитных
Описание конструкции и формирование геометрической модели
Проводится исследование напряженно-деформированного состояния моделей кессона стабилизатора. Рассматриваются три основных варианта конструкции стабилизатора. Модель 1.1, - Кессон моноблочной схемы, имеющий центральную и две консольные части, закрепленный по 4-м шарнирным узлам к фюзеляжу. Модель 1,2. (переставной стабилизатор) — кессон моноблочной схемы, имеющий центральную и две консольные части, закрепленный по 3-м шарнировым узлам к фюзеляжу, два из которых представляют собой ось вращения стабилизатора. Модель 1.3. - кессон лонжеронной схемы, закрепленный моментными узлами к шпангоутам фюзеляжа. Эти варианты рассматриваются для двух сечений кессона — прямоугольного (модель 1) и трапециевидного (модель2).
Расчет проводится на различный спектр сосредоточенных нагрузок, симметричных и несимметричных, приложенных в концевом сечении модели стабилизатора и в узлах навески руля высоты.
Проводятся параметрические исследования влияния на НДС жесткости лонжеронов, расстояния между опорами, представляющими ось вращения переставного стабилизатора, положения оси вращения по переднему и заднему лонжеронам. В результате расчета определяются реакции в узлах крепления, усилия и напряжения в конструктивных элементах модели (в поясах и стенках лонжеронов, стрингерных панелях). Для варианта консольного стабилизатора проводится оптимизация площадей сечения панели и лонжеронов. Построены сравнительные графики НДС стабилизатора различных вариантов КСС и крепления.
Геометрические и жесткостные характеристики модели определяют следующие параметры (рис. 4.5.): Этим параметрам задаются значения, которые в среднем соответствуют геометрическим и жесткостным характеристикам реальных конструкций. После обработки данных по стабилизатору одного легкого транспортного самолета получено: В = 900 мм; Н = 250 мм; Лх = 50 мм; 50б = 1,2 мм; 5СЛ =1,2 мм; 5СЛ = 0,8 мм fcrp - 60 мм ; количество стрингеров - 14, Fn = 350 мм , E/G=2,67.
Длина полуразмаха стабилизатора 1=5500 мм выбрана такой, чтобы на этой длине полностью затухали возмущения, возникающие в зоне опорных узлов. При этом отношение 1/В=6. Значение 1к различно для стабилизатора, закрепленного на фюзеляже при А= 880 мм или на киле при А = 220 мм.
Рассмотрим более подробно конструкцию моделей. В модели 1.1. кессон стабилизатора (рисАб.а) имеет центральную часть между бортовыми нервюрами и две консольные части, не имеющие разъемов с центральной. Центральная часть и консоли имеют неразрезные передний и задний лонжероны, силовые и нормальные нервюры, верхнюю и нижнюю стрингерные панели, содержащие в районе бортовых нервюр по 14стрингеров с шагом 60мм, а далее по размаху меньшее количество стрингеров.
В этом основном варианте кессон закрепляется по четырем шарнирным узлам типа ухо-вилка, расположенных около лонжеронов по бортовым нервюрам. Расстояние от оси симметрии ГО до бортовых нервюр варьируется: 880мм-основной вариант конструкции, далее-440, 220мм (рис.4.6.6); расстояние от узла закрепления до лонжеронов также варьируется: 50мм-основной вариант и 0мм (т.е. узел расположен по оси лонжерона).
В модели 1.2. конструкция лонжеронов, нервюр, стрингерных панелей, их расположение такое же, как в варианте 1. отличается закреплением и расположением соответствующих силовых элементов (рис.4.7.а).
Принимается, что кессон закрепляется в трех узлах: два узла типа ухо-вилка находятся на некотором расстоянии друг от друга в сечении бортовых нервюр и конструктивно представляют собой ось вращения стабилизатора, а третий шарнирный узел находится по оси симметрии ГО либо на лонжероне, либо на некотором расстоянии А от него. Расстояние между двумя узлами, представляющими ось вращения стабилизатора, варьируется: 880мм-основной вариант, далее 440, 220мм как в основном варианте 1 (рис.4.7.б). Так же варьируется положение оси вращения (рис.4.7.в): либо около переднего лонжерона, либо около заднего лонжерона. Исследуются варианты конструкции кессона с силовой и несиловой центральной нервюрой кессона (по оси симметрии ГО)
В модели 1.3. консольного кессона (рис. 4.8.) принимается, что силовой кессон не имеет центральной части и закреплен к шпангоутам фюзеляжа двумя моментными узлами на переднем и заднем лонжеронах (т.е. четырьмя узлами типа ухо-вилка). Учитывая, что стрингерные панели у бортовой нервюры не воспринимают усилия от изгибающего момента, проводится подбор (оптимизация) площадей сечений лонжеронов при различном количестве стрингеров (14,8,4).
Модели 1.1, 1.2, 1.3 составлены для кессона прямоугольного сечения (рис.4.9,а). Так же все три варианта конструкции стабилизатора исследуются на модели кессона трапециевидного сечения— модели 2.1., 2.2, 2.3. (рис.4.9,6). Сечения поясов лонжеронов и стрингеров показаны нарис. 4.9,в.
В содержание физической модели входит наименование конечных элементов, их жесткостные характеристики, закрепление моделей и внешние нагрузки. Типы конечных элементов.
В программе Nastran for windows применены следующие конечные элементы. Для линейных элементов конструкции (Line Element): Bar - изгибный стержень с постоянной жесткостью по ближе элемента; Beam — изгибный стержень с переменной жесткостью.
Для плоскостных элементов конструкции -Plane Element: Plate — Элемент пластины, учитывающий все внутренние силовые факторы: мембранные, сдвиговые, поперечные и изгибные.
В конструкцию кессона стабилизатора входят следующие элементы: верхняя и нижняя обшивки панелей моделируются элементами Plate; стрингерный набор моделируется элементами Ваг; стенки нервюр, лонжеронов -Plate.
