Оптимизация формы упругой оси элементов при проектировании замкнутой конструкции по критериям прочности и минимума веса тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Фон Мьинт Тун

• Фон Мьинт Тун
• кандидат наук
• 2023

Оглавление диссертации кандидат наук Фон Мьинт Тун

2 СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

- Актуальность работы - Цель работы - Объект исследования - Структура диссертации - Методы исследования - Научная новизна и теоретическая значимость - Практическая ценность - Положения, выносимые на защиту - Достоверность положений и результатов работы - Апробация результатов - Публикации

Глава 1. Характеристики замкнутого крыла летательного аппарата с линейными упругими осями

1.1 1.2 1.3 1.4 1.5 1.6 1.6.1 1.6.2 Эволюция облика и крыла самолета Развтие идеи и реализаций замкнутого крыла Физические предпосылки снижения веса замкнутого крыла ЛА Потенциальные достоинства замкнутого крыла Параметрические исследования весовых характеристик КСС замкнутого крыла Сопоставление веса, вида деформаций и распределения силового материала в крыле самолета со свободнонесущим и с замкнутым крылом Влияние компоновки и геометрических соотношений подконструкций на массу и деформации замкнутого крыла с линейными упругими осями Определение рационального угла поперечной V- образности крыла

1.6.3 Определение рациональной доли консольной части крыла

1.6.4 Определение рациональных параметров конструкции самолета

с крылом обратной стреловидности, соединенным шайбой с

передним горизонтальным оперением

1.7 Аэродинамические характеристики ЛА с замкнутым крылом

1.8 Причины неудач при проектировании первых реализаций ЛА

с замкнутым крылом

1.9 Проекты ЛА с замкнутым крылом

1.10 Обобщение главы

Глава.2. Методы и алгоритмы оптимизации дискретной модели

конструкции

2.1 Уравнение существования летательного аппарата

2.2 Замкнутое крыло с криволинейной упругой осью

2.3 Исследования замкнутого криволинейного крыла

2.4 Синтез оптимальной формы упругой оси замкнутого крыла по

критерию минимума веса конструкции

2.5 Основные соотношения метода конечных элементов

2.6 Оптимизация распределения материала в конструкции

2.7 Определение оптимальной формы оси замкнутой балки,

нагруженной распределенной нагрузкой

2.8 Алгоритм синтеза рациональной формы упругой оси

замкнутой нелинейнной системы крыльев

2.8.1 Расчетная модель

2.8.2 Постановка задачи

2.8.3 Определение сечений продольного силового набора

2.9 Решение задачи о поиске формы упругой линии

2.10 Сопоставление результатов исследований по замкнутому

крылу

Глава.З.Избранные направления совершенствования конструкций летательных аппаратов

3.1 Выбор объекта исследования

3.2 Задачи адаптации ЛА к режиму полета

3.3 Оптимизация формы упругой оси элементов

3.3.1 Расчет вертикальных смещений сечений крыла вдоль размаха

3.3.2 Определение формы упругой оси заднего крыла,

обеспечивающейего минимальный вес по критерию минимума

веса силового материала

3.4 Формализация задачи

3.5 Расчеты на основе метода конечных элементов

3.6 Сопоставление веса вариантов крыла по площади эпюр Мизг

3.7 Сопоставление результатов исследования с известными

решениями по замкнутому крылу

3.8 Лабораторные работы с моделями замкнутых крыльев

3.9 "Ителлектуальные" материалы

3.10 Использование сплавов с памятью формы в качестве

актуаторов

Выводы

- Список литературы

- Список сокращений

ВВЕДЕНИЕ

Данная работа состоит из введения, 3 глав и выводов.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Оптимизация формы упругой оси элементов при проектировании замкнутой конструкции по критериям прочности и минимума веса»

Актуальность работы

Авиация является наиболее быстрым из существующих видов транспорта, и поэтому улучшение характеристик летательных аппаратов и экономичность инфраструктуры их обслуживания, вносят решающий вклад в их конкурентоспособность.

Улучшение характеристик летательных аппаратов (ЛА) и выбор лучших из вариантов для конкретных территорий применения и специфических условий эксплуатации является актуальным направлением в развитии авиации как гражданского, так и военного применения.

В силу действия уравнения существования летательного аппарата в рамках заданного взлетного веса большинство важнейших характеристик ЛА могут быть сведены к определенной доле во взлетном весе, в результате чего выигрыш в одной из них может быть далее трансформирован в улучшение других, порою более востребованных характеристик. В работе основное внимание уделено фактору снижения доли собственного веса конструкции во взлетном весе ЛА, и далее полученный выигрыш может быть использован, например, для улучшения аэродинамических либо экономических характеристик ЛА путем использования крыла большего удлинения, большего запаса топлива, и, следовательно, для увеличения дальности, скорости и других параметров полета. В силу сказанного, поиски новых решений в области конструктивно-силовых схем (КСС), способов адаптации ЛА к режиму полета, и применения новых адаптивных материалов являются актуальными.

Одним из путей решения проблемы минимизации затрат на содержание инфраструктуры для региональной авиации является вариант внеаэродромного базирования с применением различных авиагибридов, в частности, конвертопланов. Сопоставление различных типов транспортных средств для использования в условиях Севера и арктического шельфа показало, что для

оперативных целей и местных авиалиний наиболее подходящими могут быть летательные аппараты легких классов, в том числе самолеты, сертифицируемые по АП-23, то есть с взлётным весом до 8600 кгс, вертолёты с взлётным весом до 4500 кгс, конвертопланы, с взлетным весом до 10000 кгс (этот параметр пока не регламентирован), перевозящие до 19 пассажиров. В набор требований к летательному аппарату (ЛА) входят, в первую очередь, вертикальный взлет и посадка, а уже далее дальность полета до 1500 км, скорость крейсерского полета 400 - 500 км/час, экономичность по топливу в 3-4 раза более высокая, чем у вертолета.

Одним из перспективных путей совокупного достижения высоких характеристик ЛА является изменение конфигурации ЛА при переходе от взлетно-посадочных режимов к полетным. Это преобразование может быть связано с разворотом движителей относительно стационарного корпуса ЛА, с изменением взаимного положения агрегатов, вплоть до их полного смыкания, с вариацией углов стреловидности и крутки крыла. При этом использование деформационных актуаторов, основанных на свойствах СПФ, обеспечивает ряд преимуществ, связанных с неразрезанностью силовой структуры ЛА и отсутствием независимо движущихся частей (механизмов).

Анализ существующих и перспективных транспортных средств показал, что рациональное техническое решение может быть найдено в области адаптивных конструкций, то есть ЛА, подстраивающих свою конфигурацию под режим полета. Адаптация конструкции особенно важна для ЛА с вертикальным взлетом и посадкой.

Одно из актуальных направлений исследования связано с потребностью создания ЛА с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП) с увеличением радиуса его действия примерно в 2 раза по сравнению с вертолетами. Такой ЛА нужен для России, особенно для использования в районах островов Северного Ледовитого океана (СЛО), Сибири и дальнего Востока (рис.1).

РОССИЯ

\

Рис.1. Определение потребного радиуса действия СВВП лля СЛО Современные вертолеты не обеспечивают перекрытие пространств между опорными островами Северного ледовитого океана и месторождениями тихоокеанского бассейна. На ЛА такого типа, например, конвертопланы, будет большой спрос во всем мире, как занимающий нишу между самолетами и вертолетами, и совмещающий в себе многие их достоинства. Пока это малоразвитый класс ЛА, но с большими перспективами развития.

В условиях Республики Союз Мьянма такой ЛА перекрывал бы своей оперативной дальностью всю территорию страны, что особенно важно для развития международного туризма.

Рис.2( а) Карта Мьянмы и показаны известные места

Рис.2(б) Сопоставлена летная дальность вертолета и конвертоплана.

Исторически республика Мьянма, ранее именуемая Бирма, связана с первым в мировой истории боевым применением вертолетов. В апреле 1944 г. на севере Бирмы, впервые в мировой практике в боевых операциях приняли участие вертолеты "Сикорский УБ-316" Территория Бирмы была, кратчайшим сухопутным путем, ведущим из Китая в Индию. Вертолеты были удобны для применения, поскольку могли стартовать с авианосцев, и совершить посадку в любой достижимой точке.

Однако даже сегодня вертолеты не покрывают своей операционной деятельностью всю территорию республики. При удачной реализации проекта конвертоплана, с вертикальным взлетом и посадкой, они сделают доступной всю территорию Республики Союз Мьянма, включая все известные туристические места. На Рис.2(а) показаны известные места и (рис.2(б)) сопоставлена летная дальность вертолета и конвертоплана.

Классическая монопланная схема ЛА уже почти доведена до совершенства, и вероятность новых существенных прорывов в улучшении ее характеристик, в частности, по повышению ее весового совершенства, невелика. В настоящее время в ведущих авиационных центрах мира ведется исследование новых конструктивно-силовых схем (КСС) ЛА, многие из которых будут обладать свойством адаптации к режимам полета, вплоть до преобразования внешнего облика ЛА в полете. Новые КСС пока уступают классической схеме по ряду параметров, в силу малой изученности и отсутствия прототипов, но имеют широчайший диапазон возможных базовых и параметрических усовершенствований. ЛА с замкнутой системой несущих поверхностей является одной из наиболее перспективных концепций КСС. Однако, в случае поиска и синтеза оптимальной компоновки ЛА в этом классе встают сложные проблемы, связанные с наличием интерференции аэродинамических поверхностей и их взаимным влиянием через скосы потока. Синтез оптимальной конфигурации ЛА при этом требует определения уже на начальном этапе рациональных значений интегральных и локальных проектных параметров ЛА. Интегральными геометрическими параметрами крыла ЛА являются: его удлинение, сужение, стреловидность, поперечное V, выносы продольной и вертикальной осей верхнего и нижнего крыла, а также углы установки крыльев относительно продольной оси, профили и крутка верхнего и нижнего крыла. Исследования в области аэродинамики замкнутых схем крыльев ведутся во многих ведущих авиационных центрах в России и за рубежом (США, Евросоюз, Италия, Китай и других).

До недавнего времени поиск и оценка новых концепций облика ЛА базировался преимущественно на аэродинамических критериях. Однако однокритериальные подходы к проектированию имеют недостатки, свойственные монопланым приоритетам. Все большее понимание встречает мысль о необходимости много критериального подхода в проектировании ЛА.

Учесть взаимодействие всех дисциплин и параметров пока невозможно, как в вычислительном, так и в технологическом плане. Но иметь более широкий задел и численные оценки параметров новых компоновок ЛА, даже с определенной

дозой фантазии по уходу в сторону от сложившихся канонов и классики, чрезвычайно полезно. Иногда следует заглядывать и за горизонты наших знаний. Также необходимо показывать специалистам по смежным дисциплинам, что мы уже можем, умеем, или хотя бы обещаем в перспективе.

Это может инициировать и их поиски в новых направлениях. Здесь перспективны аддитивные технологии, адаптация конструкции к режиму эксплуатации, использование интеллектуальных свойств конструкционных материалов, в первую очередь, сплавов с памятью формы. Согласно уравнению существования ЛА почти всегда возможно выигрыш в одной области характеристик трансформировать в улучшения в другой. Так, выигрыш в весе крыла в 4%, путем увеличения его удлинения, можно преобразовать в одну единицу прибавки качества крыла (по оценкам НИО-10 ЦАГИ).

Проведенные в мире исследования показали, что ЛА с замкнутой системой крыльев обеспечивает минимальный вес конструкции крыла, и с учетом сопутствующих характеристик по другим дисциплинам, обеспечивает многокритариальное улучшение параметров ЛА примерно на 7%, а по отдельным параметрам, если они выбраны в качестве основного критерия, улучшение характеристик может достигать 15-20%. В зависимости от взлетного веса, скорости, планируемой дальности полета ЛА, критерии совершенства, и рациональные параметры конструкции могут быть разными.

Для обеспечения прочности ЛА с замкнутым крылом, при одновременном обеспечении его минимального веса, необходимо вести поиск новых концептуальных решений и вести оптимизацию перспективных формы упругой оси крыла, формировать научный задел в новых направлениях развития конструкций и искать принципиально новые технические решения.

Тема работы, связана с поиском новых путей развития конструкции крыла ЛА, получением новых результатов, созданием новых и обеспечением взаимодействия действующих программ расчета для определения оптимальной замкнутой криволинейной формы упругой оси элементов крыла,

экспериментальным и расчетным исследованием новых объектов летательной техники.

Цель работы является выявление и разработка новых направлений проектирования, снижение относительного веса и уровня деформаций авиационных конструкций для повышения их эксплуатационных параметров.

Конкретным направлением является определение рациональных соотношений параметров конструкций летательных аппаратов (ЛА) с замкнутым крылом, обеспечивающих получение более высоких характеристик весовой отдачи по сравнению с самолетами традиционной монопланной крыла с линейной осью.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Анализ результатов оптимизации конструкции по весу, при ограничении действующих внутренних усилий. Сопоставление результатов исследования с известными решениями по замкнутому крылу.

2. Определение оптимальной замкнутой криволинейной формы оси заднего крыла ЛА по критерию минимума его веса.

3. Исследование на основе лабораторной модели замкнутого крыла на воздействие актуатора из СПФ, влияющего на установочный угол атаки крыла.

4. Формализации геометрии летательных аппаратов и лабораторных установок, а также полученных результатов в виде трехмерной CAD геометрии.

5. Анализ функциональных свойств сплавов с памятью формы (СПФ), которые позволяют формировать на их основе управляющие интеллектуальные устройства, реагирующие на изменения во внешней среде и условия нагружения ЛА.

Объектом исследования является снижение веса конструкции крыла ЛА на основе новой замкнутой формы. В работе рассматриваются новые КСС ЛА, которые должны обеспечить снижение их веса при условии обеспечения прочности.

Структура диссертации

Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения и списка использованной литературы. Диссертация содержит 122 страниц, включает в себя 89 рисунка, 9 таблиц и список научной литературы, состоящий из 40 работ как российских, так и зарубежных исследователей.

В первой главе выполнен обзор научных и конструкторских работ по замкнутому крылу летательных аппаратов (ЛА), с точки зрения различных наук, описаны их достоинства и недостатки, современные проекты и их реализации. Материал базируется на отечественных и международных публикациях. Силовые потоки в замкнутой структуре крыльев ЛА и представления о рациональном распределении силового материала в них на настоящий момент мало изучены. В научном мире, помимо работ [1-4] пока мало обобщающих материалов на эту тему, поэтому в главе достаточно развернуто изложены основные сведения по этому вопросу, что должно восполнить пробелы конструкторов в компетенции и знаниях по этим вопросам.

Во второй главе работы приведены теоретические основы расчета на прочность и оптимизации конструктивно-силовых схем (КСС) ЛА с замкнутым силовым контуром, параметрические зависимости веса и деформаций замкнутого крыла с прямолинейными и криволинейными упругими осями, в зависимости от назначения и различных геометрических соотношений проекта. Обобщены исследования предшественников, описана методика поиска оптимальной криволинейной формы упругой оси крыла и приведены результаты исследований. На основе полученных результатов сделаны выводы, показывающие потенциал возможных улучшений ЛА в плане снижения веса его конструкции. В главе также описываются перспективы развития идеи замкнутого крыла с криволинейными упругими осями и ведущиеся в этом направлении экспериментальные исследования на ФАЛТ МФТИ. Описываются создаваемые стенды для проведения лабораторных работ студентами по курсу "Основы прочности" ЛА. Освещены актуальные направления развития ЛА с замкнутым крылом, связанные с адаптацией конструкции к режиму полета, использования сплавов с памятью

формы, применения метода для уточненного исследования местного напряженно-деформированного состояния (НДС) в топологически сложных узлах крыла.

В третьей главе описаны исследования, по совершенствованию проекта вертикально взлетающего самолета (конвертоплана) с позиции снижения веса его крыловой системы и обеспечении прочности при условии сохранения характеристик ЛА по другим дисциплинам. Использованы известные методики расчета вопросов прочности и веса крыла ЛА на основе МКЭ и описаны их развитие и взаимодействие. Даны рекомендации по выбору рациональной формы криволинейной упругой оси замкнутой крыловой системы ЛА.

В разделе "Заключение" получается результаты расчетов снижение веса крыла и экспериментов дают основу для адаптивных авиационных конструкций.

Методы исследования

При решении поставленных задач были использованы: метод конечных элементов (программный комплекс Rama.sopromat.org, электронная таблица Excel, CAD программа SketchUp-8). Были проведены испытания на модели прототипе замкнутого крыла на воздействие актуатора из СПФ. Научная новизна исследования заключается в том, что:

1. Проведен уникальный анализ по оптимизации веса крыла замкнутой формы. В анализе использовались специально разработанные программы автоматизированного перехода данных от электронных таблиц в систему CAD для проверки и визуализации итогового решения.

2. Впервые показана возможность снижения веса крыла на 10-15%. В сравнении с классическим монопланным решением, для анализируемого типа ЛА.

3. Впервые на базе экспериментальной лаборатории прочности на ФАЛТ МФТИ был разработан и испытан уменьшенный прототип крыла замкнутой формы с использованием СПФ.

Теоретическая значимость Демонстрация возможной компоновки ЛА при снижении веса крыла на 10-15% в сравнении с монопланным решением.

Продемонстрирована возможность использования СПФ для изменения углов атаки замкнутого криволинейного крыла.

Практическая ценность работы заключается в том, что разработанные методы и конкретные программы для анализа выбора оптимальной формы крыла могут быть использованы в современных конструкторских бюро для проведения расчётов по оптимизации существующих и перспективных форм ЛА.

Положения, выносимые на защиту

1. Проведен новый тип анализа минимизации веса для замкнутого криволинейного крыла ЛА. Сопоставление результатов исследования с известными решениями по замкнутому крылу.

2. Показана и проанализирована возможность изменения углов атаки замкнутого крыла при помощи актуатора выполненного из СПФ.

Достоверность положений и результатов работы

Подтверждается многочисленными тестами, сравнением с экспериментальными данными и сопоставлением полученных данных с результатами расчетов других авторов. Правильность результатов и выводов обеспечивается применением хорошо апробированных методов и математического обеспечения, а также сравнениями с результатами расчётов выполненных другими методами. Достоверность каждого результата обеспечивается использованием сертифицированных программ и методик расчета.

Апробация результатов

Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях:

1. Вторая международная конференция "Сплавы с памятью формы". СПбГУ. Санкт-Петербург. 20-23. сент. 2016. «Тенденции использования сплавов с памятью формы в технике и медицине».

2. Научно -техническая конференция "Прочность конструкций летательных

аппаратов". г. Жуковский. ЦАГИ. 8-9.12.2016. «К использованию сплавов с памятью формы в адаптивных и бионических структурах конструкции ЛА».

3. V международная научно-практическая конференция "Академические Жуковские чтения", г.Воронеж, ВВИА. 22-23.11 2017 «Поиск направлений совершенствования конструкций летательных аппаратов».

4. 60-я Всероссийская научная конференция МФТИ. г.Жуковский. ЦАГИ: 2025.11.2017 «Исследование прочностных характеристик элемента замкнутого крыла с нелинейной осью».

5. XLIV Международная молодёжная научная конференция «Гагаринские чтения». МАИ. 17-20.04.2018 г; К созданию актуаторов для адаптации летательного аппарата к режиму полета».

6. XLIV Международная молодёжная научная конференция «Гагаринские чтения». МАИ. 17-20 апреля 2018 г. «Исследование свойств композиционных материалов, применяемых в конструкциях нагреваемых элементов летательных аппаратов».

7. НТК Прочность конструкций летательных аппаратов. Жуковский. ЦАГИ. 31 мая 2018 г. «Прочностные и частотные характеристики замкнутого крыла с криволинейной упругой осью».

8. ERBA-2018. Международная конференция. 3-5 июля 2018 г. (Пленарный доклад) г. Жуковский, «Развитие идеи и перспективы летательного аппарата с замкнутым крылом».

9. 61-я Всероссийская научная конференция МФТИ. 19-25.11.2018 г,

10.XII Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики, Уфа. 19-24.08.2019. Исследования по прочности адаптивных авиаконструкций.

11.62 Всероссийская научная конференция МФТИ, 18-23 ноября 2019

12.ICADAAR - 2019: "13 International Conference on Aircraft Design, Aerostructures and Aerospace Robotics", Токио, Япония. 04-05 декабря 2019 г.

Публикации

Основные результаты по теме диссертации изложены в 3 научных

публикациях, которые опубликованы в научных изданиях, включенных в списке

RSCI [1-2], индексируемых международной базой Scopus [3].

Материалы диссертации опубликованы автором достаточно полно в

следующих работах:

1. Войтышен В.С., Коллеров М.Ю., Семенов В.Н., Щербаков В.Н., Фон Мьинт Тун. «Тенденции использования сплавов с памятью формы в технике и

медицине». Механика композиционных материалов и конструкций, 2017, Т. 23, № 2, 157-167 с.

2. Фон Мьинт Тун, Семенов В.Н., И.В.Волков. «Синтез формы упругой оси замкнутого крыла самолета и исследование его напряженно -деформированного состояния методом спекл-голографии». г. Долгопрудный, Труды МФТИ., 2019, Т. 11, № 1, 96-105 с.

В журналах, входящих в базу данных Scopus

3. Semenov Vladimir, Phone Myint Tun, Voityshen Vladimir and Hardeep Zinta «The development of the ideas and perspectives of the joined wing aircraft». MATEC Web of Conferences, 201S, Vol.221, 05005 .

и других изданиях:

4. Семенов В.Н., Фон Мьинт Тун. «Рациональные параметры замкнутого крыла самолета для обеспечения минимума веса его конструкции»//. Технические науки в мире: от теории к практике/. Сборник научных трудов по итогам международной научно-практической конференции. Ростов-на-Дону, 2014 г. elibrary.ru/item.asp?id=220333 S4.

ГЛАВА 1

Характеристики замкнутого крыла летательного аппарата с линейными упругими осями

1.1 Эволюция облика и крыла самолета

Одной из важнейших проблем, которую необходимо решить в процессе проектирования самолета, является выбор формы крыла и его параметров -геометрических, аэродинамических, прочностных и других. Крыло представляет собой основной узел планера самолета, который воспринимает усилия, связанные с созданием подъемной силы, и в своей центральной части уравновешивает их реакциями от фюзеляжа. Крыло создает подъемную силу, решающим образом влияет на аэродинамическое сопротивление, определяет устойчивость и управляемость самолета.

В простейшем случае горизонтального полета параметры веса ЛА О, подъемной силы У, и площади крыла 5 связаны соотношением:

G = 7 = Cv р

VL 2

где р - плотность воздуха,

V - скорость полета,

Су - коэффициент подъемной силы крыла.

Выбор крыла является основой формирования облика самолета и существенно зависит, от скорости полета, удельной нагрузки на крыло G/S, а также от аэродинамических характеристик профиля. Важным фактором при проектировании является учет многорежимности ЛА и изменения его характеристик в полете (масса, центровка). Это вынуждает искать способы изменения формы, размеров, площадей несущих поверхностей и других параметров ЛА с целью адаптации его к режиму полета.

В 1900 году братья Райт в США построили и испытали свой планер. Полеты на планерах стали для них школой летного мастерства и приблизили следующий шаг - создание моторизованного варианта планера - аэроплана (рис. 1.1).

В России в 1908 году были созданы два центра исследований по аэродинамике, и в 1910 году Министерством торговли и промышленности России было дано разрешение на открытие первого в стране авиационного завода, на котором приступили к постройке биплана «Россия-А», и моноплана «Россия-Б».

Бипланы

Самолеты начала XX века строились по бипланной схеме (рис. 1.2), которая имела большую площадь несущих поверхностей, что необходимо при малых скоростях полета (до 200 км/час) и малой нагрузке на крыло (50кг/м2). Конструкция биплана представляла собой пространственную ферму, образованную плоскостями крыльев, стойками и тросовыми расчалками, что позволяло использовать уже хорошо развитую к тому времени теорию строительной механики стержневых систем. Управление полетом осуществлялось как специальными аэродинамическими поверхностями, разнесенными относительно центра масс, так и путем деформации основных несущих поверхностей (самолеты братьев Райт, Блерио XI и другие). Горизонтальное оперение было вынесено вперед, винты были толкающие.

Рис.1.1 Рекордный часовой полёт

Орвилла Райт. Форт Мер, Виргиния. 1907. Popperfoto / Getty _Imeges_

Рис.1.2 Самолет "Блерио III". Луи Блерио. 1906 г

Первый полет, осуществленный русским пилотом на самолете, разработанном и собранном в России, состоялся 23 мая (4 июня) 1910 года в Киеве. На самолете «Кудашев-1» пилоту удалось два раза подняться в воздух и пролететь по прямой около 70 метров, причем последний раз, на высоте трех метров. Конструктор самолета, профессор Киевского политехнического института

Кудашев Александр Сергеевич (1872-1917). Он реализовал новую компоновку самолета, с тянущим винтом, и оперением сзади ЛА.

В 1908 году конструкторскую деятельность начал Сикорский Игорь Иванович (1889-1972). Он начал с постройки двух геликоптеров (вертолётов). Они поднимались на привязи без пилота, но в случае посадки в кресло пилота им уже не хватало мощности для подъема. В мире еще не было создано достаточно мощных двигателей.

Схема биплана инициировала развитие новых разделов строительной механики. В первую очередь, это расчет на прочность сжато-изогнутых балок и анализ влияния предварительной затяжки тросов на напряженно-деформированное состояние конструкции. В современном понимании это были первые примеры пассивного управления деформациями конструкции. С ростом скорости самолетов аэродинамическое сопротивление многочисленных элементов бипланной схемы, находящихся в потоке, резко возрастло, и использовать эту схему стало нерационально.

Монопланы

С достижением диапазона скорости 300 - 600 км/час нагрузки на крыло достигли 100-200 кг/м2, и рациональным решением стало использование моноплана (единая плоскость крыла) (рис. 1.4) с относительно толстым профилем крыла (20-24% от средней аэродинамической хорды (САХ)).

Достоинством моноплана является высокий, даже при малых углах атаки, коэффициент подъемной силы. Это позволяет существенно увеличивать удельную нагрузку на крыло, а значит, уменьшать его габариты и массу без увеличения скорости взлета и посадки. На прямом крыле (рис.1.3) удается разместить эффективную механизацию, расширяющую диапазон эксплуатационных скоростей и обеспечивающую хорошие взлетно-посадочные характеристики.

Рис.1.3. Самолет Р-5, 1928 г. Н.Н. Поликарпов

Рис.1.4. Самолет Ан-10, 1957 г. О.К. Антонов.

1.2 Развитие идеи и реализаций замкнутого крыла

Потребность в улучшении характеристик ЛА инициировала поиск и использование новых конструкционных материалов и конструктивных схем. Накопленный уровень знаний и технологические возможности открыли перспективу создания принципиально новых самолётов, отличающихся от классической схемы.

Первый летательный аппарат с замкнутым крылом создали в 1906-м году Луи Блерио и Габриэл Вуазен (рис. 1.2). Вместо бипланного крыла и оперения на нём были установлены два крыла замкнутой формы. Конструктор Блерио соединил консоли крыльев обычного биплана дугообразной законцовкой и подобную конструкцию сформировал также в качестве хвостового оперения. Получившийся в итоге ЛА оказался перетяжелен. Описано несколько подлетов гидроплана.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Фон Мьинт Тун, 2023 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. J. Wolkovitch. The Joined Wing: An overview.// Journal of Aircraft, v. 23, No. 3, 1986. - pp. 161-178.

Перевод: Волкович Дж. Комбинации крыльев прямой и обратной стреловидности // - Аэрокосмическая техника. N 11. 1986. - C. 23-46.

2. Semenov V.N. A comparison of the weight ration of the airframe designs of aircraft with a cantilever wing and with a closed wing system. // NASA TM-77842. Apr.1985.

3. Malchevsky V.V., Самойлович The design of very large commercial transport aircraft with nontraditional configuration, ISTS 501-98. Moscow 2001. (MAI).

4. Семенов В.Н. Идея замкнутого крыла самолета и ее эволюция. // В научном сборнике Сюрпризы творчества. Под редакцией проф. Абовского Н.П. Красноярск. 2004. С. 298-320с.

5. Семенов В.Н. Холодное небо. ААНИИ. Санкт-Петербург. 2016. С. 12-47.

6. Семенов В.Н. Конструкции самолетов замкнутой и изменяемой схем. М. Изд. отдел ЦАГИ, 2006. 228 с.

7. Новосельцев С.В., Семенов В.Н. Исследование аэродинамических и прочностных характеристик самолета с замкнутой бипланной системой крыльев // - М.: ТВФ, N 7, 1984. - С. 1-5.

8. Николаенко Г.В., Лебедь Н.К., Семенов В.Н., Фролов В.М., Черниговский В.И. и др. Исследование замкнутой системы несущих и управляющих элементов летательного аппарата. // Труды НТК (нояб.1984) по статической прочности летательных аппаратов - М.: Изд. отд. ЦАГИ. 1987.

9. Семенов В.Н. Адаптация замкнутого крыла самолета к режиму полета с использованием интеллектуальных устройств. // Механика композиционных материалов и конструкций. Т.1.10, № 3, 2004. С. 326-340.

10. Раздобарин А.М., Семенов В.Н. Исследование аэродинамических и прочностныххарактеристик самолетов с кинематически изменяемой конструкцией // М.: Труды ЦАГИ, вып.2639, 2000. - С.51-56.

11. Ярошевский В.А. Логвинович, В.П, Кузьмин В.П.. Плохих Г.В. Кобзев В.И. Володи, /'Многоразовая транспортная космическая система морского базирования на основе экраноплана и орбитального самолета".// Авиакосмическая техника и технология - научно-технический журнал "Авиакосмической" секции Российской Инженерной Академии, N2, 1998, 48 стр.

12. Андронов И.Н., Войтышен В.С., Семенов В.Н., Рудометкин А.П., Определение рациональных параметров нового транспортного средства (конвертоплана) для северных районов и шельфовых месторождений. Государственныйконтракт№ П612 от 18.05 2010 г. Ухта. УГТУ. 2012г.

13. Коллеров М.Ю., Семенов В.Н. Прикладные вопросы использования сплавов с памятью формы. // XI Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики. Казань 2015 г.

14. Саурин В.В., Семенов В.Н. Оптимизация формы замкнутой балочной структуры под распределенную нагрузку // - М.: Ученые записки ЦАГИ, N 3, 1992. - C. 85-93.

15. Семенов В.Н., Фон Мьинт Тун. Рациональные параметры замкнутого крыла самолета для обеспечения минимума веса его конструкции. Международная научно-практическая конференция «Технические науки в мире: от теории к практике ». Ростов-на-Дону. 2014.).

16. Семенов В.Н.,Вяххи И.Э.,Гончарук П.Д., Лаврухин Г.Н.,Мовчан А.А.Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. М., Ученые записки ЦАГИ, т XXXVIII N 3-4 2007. с. 158-168.

17. Материалы с эффектом с памятью формы. Под редакцией В.А.Лихачева. В 4 томах. НИММ СПбГУ. Санкт-Петербург. 1997.

18. В.Н.Семенов Конструкции самолетов замкнутой и изменяемой схем. М. ЦАГИ, 2006. 228 с.

19. Хардип Зинта. Дипломная работа. ХАИ. Харьков. 2016.

20. http://3d-expo.ru/ru/article/airbus-i-autodesk-sozdadut-chast-samoleta-na-3d-printere.

21. Semenov V.N. A comparison of the weight ration of the airframe designs of aircraft with a cantilever wing and with a closed wing system. // NASA TM-77842. Apr.1985.

22. Семенов В.Н., Фон Мьинт Тун, Хардип Зинта. К использованию сплавов с памятью формы в адаптивных и бионических структурах конструкции ЛА. Научно - техническая конференция "Прочность конструкций летательных аппаратов" - г. Жуковский: ЦАГИ, 2016.

23. Волков И.В. СПЕКЛ - голография в экспериментальной механике. - Пенза: ПГТА, 2010. 198 с.

24. Семенов В.Н. Мовчан А.А., Ньюнт Со. Проектирование силовозбудителя крутящего момента из сплава с памятью формы. // Труды ЦАГИ. 2004. Вып. 2664. С. 220-230.

25. Гончарук П.Д., Лаврухин Г.Н., Семенов В.Н., Иванькин М.А., Чевагин А.Ф. Некоторые вопросы саморегулирования воздухозаборников скоростных летательных аппаратов. // 2-я Международная научно-техническая конференция "Авиадвигатели XXI века". ЦИАМ. 2005. Том 1. С. 223-224.

26. Семенов В.Н., Вяххи И.Э. К использованию сплавов с памятью формы в качестве приводов и активных элементов адаптивных конструкций летательных аппаратов. // Труды ЦАГИ. 2005. Вып. 2996. С. 208-214.

27. Семенов В.Н. Адаптация замкнутого крыла самолета к режиму полета с использованием интеллектуальных устройств. // Механика композиционных материалов и конструкций. Т.1.10, № 3, 2004. С. 326-340.

28. Войтышен В.С., Коллеров М.Ю., Семенов В.Н., Щербаков В.Н., Фон Мьинт Тун. Тенденции использования сплавов с памятью формы в технике и медицине. // Механика композиционных материалов и конструкций. М.: ИПРИМ РАН. Т.23. № 2. 2017. С. 157-167.

29. Гюнтер В.Э. и др. Медицинские материалы и имплантанты с памятью формы. Томск, 1998.

30. Мовчан А.А., Ньюнт Со., Семенов В.Н. Проектирование силовозбудителя крутящего момента из сплава с памятью формы. // Труды ЦАГИ. 2004. Вып. 2664. С. 220-230.

31. Семенов В.Н. Адаптация замкнутого крыла самолета к режиму полета с использованием интеллектуальных устройств. // Механика композиционных материалов и конструкций. Т.1.10, № 3, 2004. С. 326-340.

32. J. Wolkovitch. The Joined Wing: An overview.// Journal of Aircraft, v. 23, No. 3, 1986. - pp. 161-178.

33. С.В. Новосельцев, В.Н. Семенов. Исследование аэродинамических и прочностных характеристик самолета с замкнутой бипланной системой крыльев // - М.: ТВФ, N 7, 1984. - С. 1-5.

34. V.V. Malchevsky. The design of very large commercial transport aircraft with nontraditional configuration, ISTS 501-98. Moscow 2001. (MAI).

35. В.В. Саурин, В.Н. Семенов. Оптимизация формы замкнутой балочной структуры под распределенную нагрузку // - М.: Ученые записки ЦАГИ, N 3, 1992. - C. 85-93.

36.А.Ю.Лазарев, В.Н.Семенов. К поиску оптимальной компоновки летательного аппарата с замкнутым крылом. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 2012. - C. 66-70.

37. Волков И.В. Спекл-голография в экспериментальной механике. Изд-во Пензенской гос. технологической академии.-2010 - 199с.

38. Волков И.В. Внестендовая спекл-голография. Использование голографической и спекл-интерферометрии при измерении деформаций натурных конструкций. [Текст] / Компьютерная Оптика.-2010, т. 34.-№1 с.82-89.

39. Semenov V.N. A comparison of the weight ration of the airframe designs of aircraft with a cantilever wing and with a closed wing system. // NASA TM-77842. Apr.1985.

40. Семенов В.Н. Конструкции самолетов замкнутой и изменяемой схем. - М.: ЦАГИ, 2006. 228 с.

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

АДТ- аэродинамическая труба

БПЛА- беспилотный летательный аппарат

ВПП- взлетно-посадочная полоса

ГО- горизонтальное оперение

КСС- конструктивно-силовая схема

ЛА- летательный аппарат

МКЭ- метод конечных элементов

НДС- напряженно-деформированное состояние

Нитинол- равноатомный сплав никеля и титана (МТ1)

НУБС- непосредственное управление боковой силой

НУПС- непосредственное управление подъемной силой

ПГО- переднее горизонтальное оперение

СВВП- самолет вертикального взлета и посадки

СКВП- самолет короткого взлета и посадки

СПФ- сплав с памятью формы

ЦАГИ- Центральный аэрогидродинамический институт

им. проф. Н.Е.Жуковского

ЭПФ- эффект памяти формы

ФАЛТ- Факультет аэромеханики и летательной техники

МФТИ- Московский физико-технический институт