ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ

1. ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ Аналитические модели проектирования: параметрический метод оптимизации варьируемых параметров или конструктивный метод оптимизации Математически всю процедуру оптимизации конструкции по массе можно представить в следующем виде. Имеется функция n конструктивных искомых параметров (целевая функция): m=m(x1,x2, ... ,xn) при наличии ограничений на эти параметры fi(x1,x2, ...,xn)=0 i=1,2,...,k; fg(x1,x2,...,xn)=0 g≤1,2,...,p x1≥0, x2≥0, ... ,xn≥0 Критерии оптимальности. Такие критерии, как правило, не соответствуют строго критерию минимума массы. Наиболее известным и простым является критерий равнопрочности. Согласно ему из всех конструкций, воспринимающих данную нагрузку и изготовленных из заданного материала, минимальной массой обладает та, для которой напряженное состояние в каждой точке принадлежит поверхности разрушения Условие оптимальности структуры:

2. Коэффициент безопасности при проектировании конструкции из композиционных материалов и критерии прочности • Наиболее используемые критерии прочности имеют полиномиальный вид, в котором чаще всего учитываются два первых члена в форме (k) = Fii + Fijij 1, k, i, j = 1,2,…6, где Fi и Fij - тензоры прочности 2 и 4 ранга. Чаще используется квадратичный критерий в виде • или • С учетом знаков и величин пределов прочности • Для однонаправленной ленты : - для волокна • - для связующего .

3. 2 5 1 4 7 3 6 Проектирование крыла кессонного типа Проектирование с использованием условия равнопрочности Mz y Mx z x Qy Целевой функцией является масса сечения. Два этапа проектирования Этап 1. Он включает в себя определение структуры, толщины слоев в каждой панели, считая их плоскими пластинами и удовлетворяя трем ограничениям: - ограничение по прочности; - ограничение по крутильной жёсткости сечение крыла; - ограничение по изгибной жесткости сечения крыла.

4. 2,3,5,6 – углы укладки , для панелей 1,4,7 углы укладки , а усилия определяются приближенно по формулам . После определения толщин нулевого приближения находим усилия следующего приближения , где , где , . Толщины находим из

5. b • Погонный угол закручивания находится с помощью теоремы Кастильяно и записывается в форме • Ограничение по изгибной жесткости Оптимальные свойства однонаправленного материала в структуре материала конструкции Для тканных материалов лучшеиспользовать критерий типа Хилла Этап 2. Делается с учетом конкретного членения крыла на отдельные элементы: лонжероны, нервюры, панели, поверхности управления, носовой части и т. п. Проводится перераспределение материала по элементам конструкции (полки лонжерона, стрингеры). I. ТИПЫ ПАНЕЛЕЙ II. Перераспределение III. нагрузки по элементам сечения крыла IV. а) б) V– сотовая панель.

6. Проектирование лонжеронов, нервюр, соединений, стыковых узлов Учет обжатия лонжеронов и нервюр при изгибе композитного крыла 50-60мм 100-120 мм панели h=5,...,7 мм R=5мм А , а Б

7. Рассмотрена трехстрингерная панель, в которой обшивка и средний подкрепляющий элемент на свободном краю не работают, а вся нагрузка передается через два крайних стрингера. Противоположный край панели закреплен.Рис. 1.1 y P P EF N1(x) Nx Ex ,Ey, G, xy, h a x Nxy EF a Ex ,Ey, G, xy, h Nxy Nx N1(x) P P EF l N2(x) 7

8. По результатам такого решения выявлены наиболее нагруженные области конструкции, в которых ожидается интенсивный процесс накопления повреждений и возможного разрушения. Усилия Nx иNxy в обшивках. 8

9. Рис. 2.5 Рис.2.6 Влияние растрескивания в поперечном слое на напряженное состояние многослойной структуры Вторая система трещин Первая система трещин 9

10. 2l Изменение механических характеристик Развитие межслойных трещин в окрестности поперечных трещин. Рис. • В этом случае реальные характеристики модулях упругости принимаются: Поперечный модуль упругости второго слоя определиться по формуле 2Xf

11. Модель поврежденности с учетом поперечного растрескивания и расслоения при циклическом нагружении. Модель деградации свойств КМ при циклическом нагружении. Система уравнений: К этой системе уравнений следует присоединить начальные условия: Решение системы уравнений дает величину накопления повреждений:

12. НДС Аналитический метод, МКЭ Критерии локалного разрушения Определение зон поврежденности и типов поврежденности ( МКЭ ) модель поврежденности с учетом поперечного растрескивания ( Квазистатический случай ) модель поврежденности с учетом поперечного растрескивания и раслоения ( Квазистатический случай ) Модули упругости поврежденности КМ ( Ex , Ey , Gxy… ) модель поврежденности при циклическом нагружении МКЭ расчет НДС, усилиях и деформациях Критерии разрушения ( деформационный )

13. Заданы для рассматриваемой конструкцииплощади стрингеров в см2 и структура панели • Заданы параметры : • С этими параметрами получили напряжения в слоях обшивке и в слоях стрингера • Получено изменение модуля упругости вдоль оси Ox и модуля сдвига в панели в зависимости от числа циклов рис. рис. • Модуль упругости вдоль стрингера и модуль сдвига в крайних стрингерах в зависимости от числа циклов

14. В месте предложении нагрузки Вдали места предложении нагрузки Используя МКЭ, подставим новые характеристик в структуру получим новый результат: Рис. Деформации в крайних стрингерах в месте приложения зависит от N( F3=0,00025м2, =0,5) Таб. Перерасчет НДС в месте приложениянагрузки крайних стрингерах