Разработка методики многокритериальной оптимизации композитного крыла самолёта тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Пху Вэй Аунг

• Пху Вэй Аунг
• кандидат наук
• 2024

Оглавление диссертации кандидат наук Пху Вэй Аунг

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ КОНСТРУКТОРСКИХ РЕШЕНИЙ КОМПОЗИТНОГО КРЫЛА САМОЛЕТА

1.1. Современные и перспективные конструкции крыла из композиционных материалов

1.1.1. Функции крыла самолета

1.1.2. Конструктивные элементы крыла, их функции и основные технические требования

1.1.3. Виды конструктивных схем крыла

1.1.4. Материалы, используемые для изготовления конструктивных элементов крыла

1.1.5. Перспективы совершенствования конструкции крыла, связанные с использованием композитов

1.2. Современные методы расчета и проектирования крыла самолета

1.2.1. Методы выбора конструктивной схемы, материалов и основных конструктивных параметров

1.2.2. Методы расчетов прочности, жесткости и устойчивости

1.2.3. Методы оптимизации конструкторского решения

Выводы по главе

ГЛАВА 2. РАСЧЕТНЫЕ МОДЕЛИ КОМПОЗИТНОГО КРЫЛА САМОЛЕТА

2.1. Исходные данные и расчетные случаи для проектирования крыла

2.2. Нагрузки, действующие на крыло и его конструктивные элементы

2.3. Сегментация расчетной модели крыла

2.3.1. Каркасная модель крыла

2.3.2. Полная модель крыла

2.4. Конечно-элементные расчетные модели

Выводы по главе

ГЛАВА 3. МНОГОКРИТЕРАЛЬНЫЙ ПОДХОД К ПРОЕКТИРОВАНИЮ КОМПОЗИТНОГО КРЫЛА

3.1. Основные этапы оптимизации композитного крыла

3.2. Оптимизация компоновки силовых элементов двух- и трехлонжеронного крыла

3.3. Поверочный расчет оптимальных конструктивных схем лонжеронного крыла

3.4. Оптимизация геометрических параметров крыльев

3.4.1. Оптимизация толщин лонжеронов

3.4.2. Оптимизация толщин обшивки

3.4.3. Поверочные расчеты лонжеронных крыльев с оптимальными геометрическими параметрами

3.4.4. Уточнение оптимальных геометрических параметров крыла из стеклопластика и алюминиевого сплава при использовании трех критериев

3.4.5. Поверочные расчеты второго цикла оптимизации геометрических параметров крыла из стеклопластика и алюминиевого сплава

3.5. Оптимизация углов укладки композитных слоев крыльев

3.6. Выбор оптимального материала для двух- и трехлонжеронного крыла

3.7. Поверочные расчеты оптимизированных двух- и трехлонжеронных

конструктивных схем крыла

Выводы по главе

ГЛАВА 4. ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ КОНСТРУКТИВНОЙ СХЕМЫ ЛОНЖЕРОННОГО КРЫЛА

4.1. Выбор оптимальной конструкции крыла

4.2. Поверочный расчет оптимальной конструктивной схемы крыла на

основных полетных случаях

Выводы по главе

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

ПКМ - полимерный композитный материал

МС - магистральный самолет

КЭ - конечный элемент

КСС - конструктивно-силовая схема

САПР - система автоматизированного проектирования работ

МКА ТК - многоразовый космический аппарат туристического класса

СТ - стеклоткань

УЛ - углеродная лента

СЗ - сотовый заполнитель

УП - углепластик

СП - стеклопластик

АЛ - алюминиевый сплав

ГПКМ - гибридные полимерные композиционные материалы АП - авиационные правила ИЦ - идеальный центр

ЕНЛГС - единые нормы летной годности гражданских самолетов ВС - воздушный суд

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка методики многокритериальной оптимизации композитного крыла самолёта»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. Для разработки эффективных изделий авиационной техники необходимы методики выбора оптимальных параметров силовых элементов конструкций, а также конструкционных материалов, наиболее полно обеспечивающих прочность, вес и другие технические требования.

Среди всех конструкционных материалов композиты обладают более высокими удельными характеристиками прочности и жесткости по сравнению с традиционными материалами, такими как алюминиевые и титановые сплавы, сталь и т.д. [1-5]. Поэтому в авиационных конструкциях типа легких тренировочных самолетов использование композиционных материалов является главным средством выполнения одного из основных технических требований - снижения веса при сохранении требований по прочности и устойчивости конструкции [6 -12].

Помимо использования композиционных материалов снижению веса конструкции способствует также оптимизация его конструктивной схемы, которая обеспечивает равномерное распределение внутренних силовых факторов. Снижение массы самолета, полученное в результате оптимизации, в свою очередь, позволяет снизить расчетные нагрузки, что способствует повышению маневренности самолета. Это обстоятельство особенно важно для легких тренировочных самолетов с прямым крылом, поскольку таким образом улучшается управляемость самолета.

Техническая и экономическая эффективность проектируемой конструкции зависит от того, в какой мере она удовлетворяет всей совокупности предъявляемых требований: по массе, прочности, жесткости, а также стоимости. Применение многокритериального подхода к оптимизации проектируемой конструкции позволяет обеспечить наиболее полное удовлетворение всей совокупности технических требований, предъявляемых к разрабатываемой конструкции [13-17].

В связи с этим проблема разработки методики многокритериальной оптимизации конструкций, позволяющей получать оптимальные относительно

нескольких критериев совокупности конструктивных параметров, является актуальной.

Степень разработанности темы исследования. Проектирование на начальном этапе сложных силовых элементов авиационной конструкции является комплексной инженерной проблемой. Решение этой проблемы осложняется тем, что практически ее не удается полностью формализовать, т.е. осуществить постановку задачи с последующим отысканием решения методами структурной оптимизации.

Вопросам проектирования оптимальных композитных конструкций посвящено большое количество работ, значительно меньшая их часть рассматривает многокритериальную оптимизацию. В работах [18-20] рассмотрена методика проектирования крыла пассажирского самолета из полимерных композиционных материалов. В первой части исследования работы [18] представлено обоснование выбора геометрических параметров крыла и аэродинамических нагрузок на основе параметрического моделирования различных геометрических моделей крыла, выполненных из полимерных композиционных материалов. Определено, что наименьшие аэродинамические нагрузки возникают у трапециевидного крыла с прямой стреловидностью, спрямленным участком и несимметричным аэродинамическим профилем.

Вторая часть исследования, представленная в работе [19], посвящена обоснованию конструктивно-силовой схемы на основе параметрических расчетов 90 геометрических моделей крыла с выбором формы и материала силового элемента панели. Определены рациональные геометрические параметры расположения силовых элементов каркаса, в том числе шаг и направление установки нервюр, стрингеров, лонжеронов, обеспечивающих наибольший запас по прочности.

В третьей части исследования [20] рассмотрена задача определения и оптимизации конструктивных параметров основных силовых элементов крыла из углепластика с учетом рациональных схем армирования. Определены толщины стенок, схемы укладки однонаправленных слоев, запасы прочности элементов

конструктивно-силовой схемы крыла с учетом действующих эксплуатационных нагрузок для нескольких углов атаки, соответствующих разным режимам полета. В работе рассматривалась только двухлонжеронная конструктивная схема крыла с фиксированным расположением лонжеронов, а другие варианты конструктивной схемы не рассматривались.

В работе Shabeer K.P. и Murtaza M.A. [21] была рассмотрена модель оптимальной конструкции крыла, сочетающего композитные обшивки и металлические конструктивно-силовые элементы, проведено сравнение ее с аналогичным крылом, выполненным путем изменения ориентации композитного слоя в обшивке. Оптимальная конструкция крыла была выбрана из разных вариантов с различной ориентацией слоев на основе сравнения напряжений и прогиба. На основе представленного метода Rajadurai M. получил решения для оптимальной ориентации слоев в конструкциях крыла самолета из различных композиционных материалов [22].

В статье Muhsin J.J., Shawkat J.A. [23] был проведен статический анализ для оптимальной конструкции крыла на основе сравнения двух типов схем крыла беспилотных самолетов: конусообразного и прямоугольного. В этом исследовании был проведен как аэродинамический, так и структурный анализ. Аэродинамические исследования были выполнены с использованием метода вихревой решетки, а структурный анализ - с использованием метода конечных элементов. Оптимальная конструкция для каждого крыла была получена на основе критерия минимальной массы с ограничениями по напряжениям и прогибу.

Несмотря на достаточно большое количество работ, посвященных разработке методов оптимизации композитных конструкций, до сих пор не решен ряд задач определения оптимальных параметров композитных конструкций, учитывающих особенности композитного крыла самолета. Опубликовано большое количество результатов исследований по оптимизации конструкции с использованием различных критериев и ограничений. В большинстве случаев для определения оптимальной конструктивно-силовой схемы применялась однокритериальная оптимизация.

В данной диссертационной работе представлены результаты комплексных исследований с использованием многокритериальной оптимизации конструкций композитного крыла легкого тренировочного самолета.

Целью диссертационной работы является разработка методики многокритериальной оптимизации композитного крыла легкого тренировочного самолета, позволяющей определять оптимальные параметры основных технических требований, обеспечивающих снижение веса композитной конструкции.

Основные задачи диссертационной работы:

1. Определить нагрузки, действующие на прямое крыло легкого тренировочного самолета, с учетом действующих норм летной годности.

2. Разработать расчетные модели напряженно-деформированного состояния и устойчивости композитного крыла легкого самолета с учетом больших перемещений.

3. Определить оптимальную конструктивную схему крыла легкого тренировочного самолета и параметры структуры композитных материалов для силовых элементов крыла.

4. Выполнить поверочные расчеты прочности и устойчивости полученных вариантов оптимальной конструкций композитного крыла, подтверждающие выполнение основных технических требований, и осуществить рациональный выбор оптимальной конструкции.

Объектом исследований являются лонжеронное крыло прямого типа с большим удлинением учебно-тренировочного легкого самолета К-8 [24], имеющего следующие основные характеристики: размах крыла 9,63 м, взлетный вес 3630 кг, площадь крыла 17,02 м2.

Предмет исследований - оптимальные структурные и конструктивные параметры крыла легкого учебно-тренировочного самолета лонжеронного типа. Напряженно-деформированное состояние и устойчивость крыла при действии полетных нагрузок.

Методология и методы исследования. Методы многокритериальной оптимизации и методы расчета напряженно-деформированного состояния и устойчивости композитного крыла самолета с учетом геометрической нелинейности.

Научная новизна работы:

1. Впервые предложен поэтапный подход к выбору конструктивно-силовой схемы крыла легкого тренировочного самолета на основе многокритериальной оптимизации.

2. Для каждого этапа оптимизации проведен обоснованный выбор конфликтующих целевых функций - критериев и определены параметры оптимизации с использованием в качестве критериев и ограничений совокупности основных технических требований, а в качестве параметров оптимизации геометрических характеристик основных силовых элементов крыла и их компоновки, а также структурных параметров композитов и их видов.

3. Решена научная задача совершенствования расчетно-теоретической базы, позволяющей повысить эффективность многокомпонентной композитной конструкции при одновременном снижении ее веса.

Практическая значимость диссертационной работы:

1. Разработана новая методика многокритериальной оптимизации композитного крыла самолета, включающая рациональный выбор конструктивной схемы, материалов, геометрических и структурных характеристик композитных силовых элементов.

2. Предложена оптимальная конструкция композиционного крыла легкого самолета К-8, разрабатываемого для учебно-тренировочной подготовки пилотов в Республике Союз Мьянма.

3. Разработанный новый подход и методика многокритериальной оптимизации могут использоваться для проектирования композитных конструкций широкого назначения.

Результаты, выносимые на защиту:

1. Методика определения оптимальных структурных и конструктивных параметров композитного лонжеронного крыла легкого учебно-тренировочного самолета.

2. Результаты оптимизации структурных и конструктивных параметров композитного крыла легкого учебно-тренировочного самолета.

3. Конструкторское решение для прямого удлиненного композитного крыла лонжеронного типа.

4. Результаты расчетов нелинейного напряженно-деформированного состояния и устойчивости композитного крыла с учетом больших перемещений.

Степень достоверности работы основывается на использовании фундаментальных законов механики и подтверждается большим объемом расчетных исследований с использованием верифицированных программных конечно-элементных комплексов FEMAP-NASTRAN и ANSYS, в которых проводилось сравнение результатов расчетов с известными аналитическими решениями и численными результатами, полученными другими авторами, результатами исследования сходимости численных расчетов при варьировании параметров сетки конечных элементов.

Личный вклад автора заключается в разработке методики проектирования композитного крыла самолёта, разработке расчетных моделей определения напряженно-деформированного состояния и анализа устойчивости композитного крыла, получении численных результатов, формулировке выводов и рекомендаций.

Все основные результаты получены лично автором.

Апробация.

Основные положения диссертационной работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях: ХLП, XLIV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся ответственных ученых - пионеров космического пространства «Королевские чтения» (Москва, 2018, 2020); Международная научно-техническая

конференция «Современные направления и перспективы развития технологий обработки и оборудования в машиностроении» (ICMTMTE) (Севастополь, 2019, 2020); XLVI Международная молодежная научная конференция (Гагаринские чтения) «Проектирование, конструирование и технология производства ЛА», (Москва, 2020).

Публикации. По тематике диссертационной работы опубликовано 11 научных работ, 4 из которых опубликовано в изданиях, входящих в перечень Scopus, 4 из которых опубликовано в изданиях, входящих в перечень ВАК РФ, 6 публикаций автора включены в ядро РИНЦ. Различные аспекты диссертационной работы и сопутствующих исследований опубликованы в 13 работах [25-37].

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, четырёх глав, заключения и списка литературы. Работа представлена на 163 страницах основного текста, включающего 56 рисунков, 16 таблиц и список литературы из 136 наименований и приложений на 33 страницах, включающих 12 таблиц.

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ КОНСТРУКТОРСКИХ РЕШЕНИЙ КОМПОЗИТНОГО КРЫЛА

САМОЛЕТА

1.1. Современные и перспективные конструкции крыла из композиционных материалов

В настоящее время одним из основных трендов при разработке новых и перспективных летательных аппаратов является применение композиционных материалов. Композиты позволяют существенно снизить вес конструкции сохраняя при этом, а в ряде случаев и повышая, её технические характеристики. Кроме того, применение композитов дает возможность добиваться качественно новых конструктивных решений, расширяя тем самым перспективу развития авиационной техники [38].

При внедрении композитов необходимо учитывать ряд отличных от других традиционных материалов (например, металлов) факторов, определяющих технические, технологические и экономические особенности их применения. К таким факторам относятся:

• Анизотропия свойств композитов;

• Структурная неоднородность;

• Низкий, по сравнению с металлами, уровень технологичности композитов;

• Высокая удельная стоимость.

Учитывая указанную совокупность технических, технологических и экономических факторов при выборе подхода к проектированию композитной конструкции следует отдать предпочтение многокритериальным методам оптимизации.

Одним из наиболее ответственных элементов конструкции летательных аппаратов является крыло, вес которого достигает 30-50% от массы планера.

Придание крылу оптимальной формы и размеров обеспечивает необходимые лётные характеристики, а применение полимерных композиционных материалов (ПКМ) позволяет реализовывать ранее недостижимые технические показатели. Эти показатели могут быть достигнуты благодаря рациональному выбору композиционных материалов и их составляющих, конструктивно-силовых схем специфических для композитов, формы и характеристик силовых элементов. Эффективность применения композитов подтверждается успешной эксплуатацией авиалайнеров семейства Boeing, Airbus и Sukhoi Superjet100, в конструкциях которых доля композитов составляет более 50%.

Современные методы проектирования композитных авиационных конструкций, и в частности, композитного крыла должны включать следующие основные этапы:

• Построение математических моделей, позволяющих учитывать основные особенности свойств и характеристик композиционных материалов и их составляющих;

• Построение расчетных моделей, основанных на современных программных комплексах, позволяющих проводить расчёты нагрузок; напряженно-деформированного состояния и устойчивости конструкции,

• Многокритериальная оптимизация композитных конструкций.

Такой подход позволяет проектировать конструкции наиболее полно удовлетворяющее широкому спектру технических требований.

1.1.1. Функции крыла самолета

Крыло является основной частью самолета для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета при разных маневренных случаях [39-43]. Кроме того, крыло обеспечивает поперечную и продольную устойчивость и управляемость самолета. По функциональному назначению крыло

также может быть использовано для крепления шасси, двигателей, размещения топлива во внутренних его объемах и других целей.

В современных самолетах в зависимости назначения и типа самолета применяются крылья различной формы: прямые, стреловидные, удлиненные и т.д. Форма крыла оказывают влияние не только на аэродинамические, весовые и прочностные характеристики конструкции, но и на характеристики самолета в целом [44, 45].

Рисунок 1.1. Профиль крыла 1 - средняя линия; 2 - хорда профиля [44]

Профиль крыла представляет собой сечение плоскостью по набегающему потоку воздуха на Рисунке 1.1. Наибольшее распространение получили двояковыпуклые несимметричные профили. С ростом числа Маха М для крыльев применяются более тонкие профили, с меньшей кривизной, меньшим радиусом закругления носка гН и наименьшей толщиной. Одной из геометрических характеристик крыла является хорда, которая представляет собой отрезок прямой, соединяющий две наиболее удалённые точки профиля, называется хордой профиля Ь. Кривизна профиля /тах определяется как расстояние между хордой и средней линией профиля; Хстах - расстояние максимальной толщины от носка профиля. Относительная максимальная толщина профиля определяется формулой

С

С = • юо%, Ь

(1.1)

где Стах - максимальная толщина профиля, мм; Ь - хорда профиля, мм. Профили, у которых относительная толщина больше 12 %, применяются до скоростей М = 0,7; от 7 до 12 % - при М = 0,8-1,5; менее 7 % - для крыльев

самолетов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях (М> 1,5). Уменьшение относительной толщины профиля с ростом числа М является эффективным средством снижения аэродинамического сопротивления крыла. Недостатком тонких профилей является уменьшение их несущей способности и строительной высоты крыла. Это усложняет получение хороших взлетно-посадочных характеристик, затрудняет обеспечение необходимой прочности и жесткости без значительного увеличения массы крыла, а также размещение топлива и агрегатов.

1.1.2. Конструктивные элементы крыла, их функции и основные технические требования

Крыло является наиболее нагруженной частью конструкции самолета. Конкретная конструкция крыла зависит от многих факторов, таких как размер, вес, скорость и скороподъемность. Крыло должно быть сконструировано таким образом, чтобы оно сохраняло свою аэродинамическую форму при экстремальных нагрузках, возникающих при маневрировании самолета или при воздействии других эксплуатационных нагрузок. Основные структурные характеристики крыла являются типовыми для большинства современных самолетов. В своей простейшей форме крыло представляет собой конструкцию, состоящую из верхней и нижней обшивки и каркаса, который в свою очередь состоит из лонжеронов и нервюр [46]. Типовая конструкция крыла самолета показана на Рисунке 1.2.

Лонжероны являются основными конструктивными элементами крыла. Они располагаются по всей длине крыла от фюзеляжа до его концевой части. Все нагрузки, приложенные к крылу, передаются на лонжероны. Лонжероны проектируются таким образом, чтобы иметь достаточную прочность и жесткость на изгиб. В дополнение к основным лонжеронам, в некоторых случаях крыло может иметь вспомогательный лонжерон для поддержки элеронов и закрылков.

Нервюры имеют форму аэродинамического профиля по сечению крыла и передают воздушную нагрузку от обшивки крыла к лонжеронам. Нервюры проходят от передней кромки до его задней кромки.

Обшивка равномерно покрывает каркас крыла и представляет собой сплошную поверхность, выдерживающую аэродинамической давление. Аэродинамическое давление, приложенное к обшивке, передается от обшивки на стрингеры, нервюры и лонжероны.

Основные технические требования, предъявляемые к крылу, подразделяются на четыре группы:

1. Аэродинамические требования;

2. Конструктивные требования;

3. Эксплуатационные требования;

4. Производственно-экономические требования.

В данном исследовании особое внимание уделено конструктивным требованиям, в соответствии с которыми необходимо обеспечить требуемый вес крыла, необходимый уровень прочности и жесткости крыла, рациональную

Рисунок 1.2. Силовые элементы крыла [46]

топологию системы конструктивных элементов крыла, а также, сохранение заданного профиля крыла при полетных нагрузках.

Конфигурация крыла самолета может отличается большим разнообразием не только по конструктивным особенностям, но и по внешней форме. Во всех случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким при минимальной массе. Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба, кручения и сдвига, которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами.

1.1.3. Виды конструктивных схем крыла

Конструктивно крыло состоит из продольного и поперечного силового набора и обшивки. Основной продольный силовой элемент крыла - лонжерон. Лонжерон является мощным продольным конструктивным элементом балочного или ферменного типа. Лонжерон воспринимает значительную часть изгибающего момента и поперечную силу, действующие на крыло. Пояса лонжерона воспринимают пару сил от изгибающего момента Мизг, а стенка - перерезывающую силу Q. Крепление лонжерона в корневой части осуществляется разнесёнными по высоте узлами. Стенки лонжерона воспринимают поперечную силу Q и крутящий момент Мкр.

Стрингеры, являются продольными конструктивными элементами, которые воспринимают осевые нагрузки от Мизг и местные аэродинамические нагрузки. Основная функция стрингеров заключается в силовом подкреплении обшивки.

Нервюры представляют собой поперечный набор конструктивных элементов, сохраняющие форму крыла и передают местные нагрузки на лонжерон и обшивку.

Обшивка крепится к продольному и поперечному набору, участвует в общей работе крыла, воспринимает аэродинамическую силу. Она нагружается нормальными и касательными распределенными нагрузками.

Конструктивные схемы крыла разнообразны. В качестве основного признака, определяющего тип конструкции крыла, принимается степень участия силовых элементов в восприятии усилий, действующих на крыло. Из трех усилий Q, Мизг и Мкр основным является изгибающий момент Мизг, так как изгибные деформации в большой степени определяют массу конструкции крыла.

В зависимости от того, какими силовыми элементами воспринимается изгибающий момент, различают три конструктивные схемы крыла (Рисунок 1.3):

1. Лонжеронные;

2. Кессонные;

3. Моноблочные.

Рисунок 1.3. Виды конструктивных схем крыла [47]

Силовая схема крыла является лонжеронной, если изгибающие момент в основном воспринимается поясами лонжеронов. Потеря устойчивости сжатых поясов лонжеронов исключается из-за их конструктивной связи с вертикальными стенками лонжеронов и с горизонтальной панелью обшивки. Местная потеря устойчивости сжатых поясов исключается соответствующим подбором параметров его сечения - толщины и высоты полок. В зависимости от количества лонжеронов, различают однолонжеронные, двухлонжеронные и многолонжеронные крылья.

В кессонной силовой схеме крыла изгибающий момент воспринимается в основном обшивкой со стрингерами и в меньшей степени - поясами лонжеронов.

В такой конструкции может быть один, два и более лонжеронов с ослабленными поясами.

При изгибе крыла аналогично поясам лонжеронов одна панель обшивки находится в состоянии растяжений, а вторая в состоянии сжатия. Разрушение сжатой панели определяется критическими напряжениями, определяющими общую или местную потери устойчивости. Эти напряжения, как правило меньше предела прочности материала.

Моноблочным является крыло, у которого во всех сечениях изгибающий момент воспринимается верхней и нижней панелями, состоящими из толстой обшивки, подкрепленной набором стрингеров. В полёте верхняя панель работает на сжатие, нижняя - на растяжение. Крутящий момент в моноблочном крыле воспринимается верхней и нижней панелями, а также стенками лонжеронов, в которых возникают касательные напряжения. Усилия от сдвига в вертикальной плоскости в моноблочном крыле воспринимаются стенками лонжеронов, в которых возникают соответствующие касательные напряжения (Рисунок 1.4).

Рисунок 1.4. Конструктивно-силовые схемы крыльев [48] 1 - лонжероны; 2 - продольные стенки; 3 - стрингеры; 4 - обшивка

Сравнительные оценки конструктивных силовых схем кессонных и моноблочных крыльев показывают, что они во многом идентичны по своим качествам и конструктивным особенностям [48, 49].

Сравнительный анализ кессонных и лонжеронных крыльев показал следующие результаты.

Кессонное крыло обладает большей живучестью по сравнению с лонжеронной конструкцией за счет распределения силового материала по большей поверхности. В таком крыле местные повреждения конструкции приводят к меньшей потере прочности, чем в лонжеронных крыльях, в которых повреждение одного лонжеронного пояса может вывести из строя все крыло. Это свойство положительно влияет на увеличение срока службы самолета, делая его конструкцию менее чувствительной к усталостным повреждениям.

Толстостенные панели кессонных крыльев обеспечивают высокое качество поверхности, меньшую деформацию и искажение заданного контура крыла под нагрузкой. Это обеспечивает меньшее сопротивление и более стабильные аэродинамические качества кессонных крыльев по сравнению с лонжеронными.

Основное отличие массы лонжеронных и кессонных крыльев определяется разностью масс поясов лонжеронов и силовых панелей, воспринимающих сжимающие усилия при одинаковой аэродинамической нагрузке, действующей на крыло. Величина критических напряжений сжатия зависит в основном от величины изгибающей нагрузки, которая в свою очередь определяется размерами и массой самолета, его максимальной скоростью полета. Таким образом определяющими параметрами при выборе конструктивной силовой схемы крыла являются размер, масса и скорость самолета.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Пху Вэй Аунг, 2024 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Перспективные материалы и технологии для ракетно-космической техники / А.А. Берлин, И.Г. Ассовский. М.: ТОРУС ПРЕСС. 2007. 456 с.

2. Каблов Е.Н. Композиты: сегодня и завтра // Металлы Евразии. 2015. №1. С. 36-39.

3. Reznik S.V. Thermal regimes of space composite structures // Part I. MATEC web of conferences. 2018. Vol. 194. No. 01048. DOI: 10.1051/matecconf/201819401048.

4. Зиновьев П.А., Смердов А.А. Оптимальное проектирование композитных материалов // Учебное пособие по курсу проектирования композитных конструкций. Ч. 11. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2006. 103 с.

5. Л.Б. Хохлатова, Н.И. Колобнев, М.С. Оглодков, Е.Д. Михайлов. Алюминий-литиевые сплавы для самолетостроения // Металлург. 2012. №5. С. 3135.

6. Андриенко В.М., Белоус В.А. Оптимальное проектирование композитных панелей кессона крыла по условиям прочности и устойчивости // Труды ЦАГИ. 2001. № 2642. С. 151-158.

7. Гришин В.И., Дзюба А.С., Дударьков Ю.И. Прочность и устойчивость элементов и соединений авиационных конструкций из композитов. М.: Физматлит. 2013. 272 с.

8. Митрофанов О.В. Устойчивость цилиндрических композитных оболочек при кручении с учетом несимметрии структуры и деформаций поперечного сдвига // Естественные и технические науки. 2019. № 3 (129). С. 194 -197.

9. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М., 1982. 180 с.

10. Дмитриев В.Г., Чижов В.М. Основы прочности и проектирование силовой конструкции летательных аппаратов. Москва. 2005. 413 с.

11. Чепурных И.В. Прочность конструкций летательных аппаратов. Комсомольск-на- Амуре, КнАГТУ. 2013. 137 с.

12. ГОСТ Р 52857.1-2007. Сосуды и аппараты. Нормы и методы расчета на прочность. Общие требования. М., 2009. 27 с.

13. Чедрик В.В. Решение задачи многодисциплинарной оптимизации силовых конструкций на основе многоуровневого подхода // Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского. 2011. Т. 4, № 42. C. 18471849.

14. Никифоров A.K., Чедрик В.В. О методах и алгоритмах многодисциплинарной оптимизации силовых конструкций // Уч. Зап. ЦАГИ. Т. XXXVII, 2007. № 1-2. С. 129-143.

15. Михайловский КВ., Барановски С.В. Методика проектирования геометрического облика крыла из полимерных композиционных материалов // Сб. тезисов докл. Всероссийской научно-технической конференции «Механика и математическое моделирование в технике». М.: Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. С. 319-322.

16. Martins J.R.R.A., Lambe A.B. Multidisciplinary design optimization: a survey of architectures // AIAA J. 2G13. Vol. 51. No. 9. P. 2G49-2G75.

17. Schuhmacher G., Daoud F., Petersson Ö., Wagner M. Multidisciplinary airframe design optimization // 28th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences. Brisbane. 2G12. Paper ICAS 2G12-G.4. P. 1-13.

18. Михайловский КВ., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования. Часть 1. Обоснование выбора геометрических размеров и расчет аэродинамических нагрузок на крыло // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2016. № 11 (680). С. 86-98.

19. Михайловский КВ., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования. Часть 2. Проектирование силовой конструкции // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2016. № 12 (681). С. 106-11б.

2G. Михайловский КВ., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического

моделирования. Часть 3. Выбор и обоснование оптимальных схем армирования силовых элементов // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2018. № 5 (698). С. 75-84.

21. Shabeer K.P., Murtaza M.A. Optimization of aircraft wing with composite material // International Journal of Innovative Research in Science, Engineering and Technology. 2013. Vol. 2. Issue 6. P. 2471-2477.

22. Rajadurai M., Vinayagam P., Mohana P.G., Balakrishnan K. Optimization of Ply Orientation of Different Composite Materials for Aircraft Wing // International Journal of Advanced Engineering Research and Science (IJAERS). 2017. Vol. 4. Issue. 6. P. 111-117.

23. Muhsin J.J., Shawkat J.A. Optimization of Light Weight Aircraft Wing Structure // Journal of Engineering and Development. 2008. Vol. 12. No. 1. P. 1-22.

24. Karakorum light attack and jet trainer aircraft K-8 // AirForce Technology. URL: https://www.airforce-technology.com/projects/hongdu-k8/ (дата обращения 30.07.2021).

25. Найнг Л.А., Пху В.А., Татарников О.В. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2020. № 11. С. 89-95.

26. Найнг Л.А., Татарников О.В., Пху В.А. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата // Сб. тезисов докл. XLIV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. C. 126-127.

27. Татарников О.В., Пху В.А., Найнг Л.А. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы лонжеронного композитного крыла // Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2021. № 12. C. 90-99.

28. Aung P.W., Tatarnikov O., Aung N.L. Approach to optimization of composite aircraft wing structure // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. Vol. 971. No. 022058. 2020. 7 p. DOI: 10.1088/1757-899X/971/2/022058.

29. Пху В.А., Татарников О.В. Оптимизация конструкции крыла по двум критериям // Сб. тезисов докл. XLII Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. С. 27-28.

30. Aung P.W., Tatarnikov O., Aung N.L. Structural optimization of a light aircraft composite wing // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. Vol. 709. No. 044094. 2020. 6 p. Doi:10.1088/1757-899X/709/4/044094.

31. Пху В.А., Татарников О.В., Найнг Л.А. Оптимизация композитного крыла легкого самолета // Сб. тезисов докл. XLIV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. C. 123-125.

32. Пху В.А., Татарников О.В. Оптимизация структурных параметров конструкции крыла для выбора материалов на основе минимального веса // Сб. тезисов докл. XLVI Международной молодёжной научной конф. «Гагаринские чтения». М.: МАИ. 2020. C. 85-86.

33. Aung N.L., Aung P.W., Tatarnikov O. Optimization of composite wing spars for an unmanned aerial vehicle // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. 2020. Vol. 971 (5). No. 052076. DOI: 10.1088/1757-899X/971/2/052076.

34. Aung N.L., Tatarnikov O., Aung P.W. Parametric Optimization of Load Bearing Elements for Composite Wing of an Unmanned Aerial Vehicle // MATEC Web of Conferences. Vol. 346. No. 03093. 2021. 6 p. DOI: 10.1051/matecconf /202134603093.

35. Найнг Л.А., Татарников О.В., Пху В.А Многокритериальная оптимизация композитного крыла беспилотного летательного аппарата // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2021. № 11. С. 91-98.

36. Татарников О.В., Пху В.А, Найнг Л.А. Многокритериальная оптимизация двухлонжеронного композитного крыла легкого самолета // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2021. № 5. С. 76-87.

37. Найнг Л.А., Пху В.А., Татарников О.В. Многокритериальная оптимизация композитного крыла беспилотного летательного аппарата // Сб. тезисов докл. XLV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2021. Т. 4, C. 178-180.

38. Tatarnikov O.V., Karpenkov K.S. Development of a computer simulation approach for honeycomb constructions for aerospace application // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng., 2015. Vol. 74. No. 012016. DOI: 10.1088/1V5V-899X/V4/1/012016.

39. Одиноков Ю.Г. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение, 1973. 392 с.

40. Фомин В.П. Методика рационального проектирования крыла большого удлинения II Труды ЦАГИ. 1992. Вып. 2495.

41. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования лёгких самолётов. Выбор схемы и параметров. М.: МГТУГА, 2001. 136 с.

42. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. 3-е изд. перераб. и доп. М. : Машиностроение, 2005. 406 с.

43. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов II Межгосударственный авиационный комитет. ОАО «Авиаиздат», 2000. 145 с.

44. Корнеев В.М. Конструкция и основы эксплуатации летательных аппаратов. Ульяновск: УВАУ ГА(и), 2009. 130 с.

45. Бадягин А.А., Егер С.М., Мишин В.Ф., Склянский Ф.И., Фомин Н.А. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1972. 516 с.

46. Daniel L.M., Timothy T.T. Preliminary Design of a Wing Considering Transonic Aerodynamic, Weight and Aeroelastic Behavior // AIAA Aviation 2019 Forum. 2019. No. 3068. DOI: 10.2514/6.2019-3068

4V. Соловов А.В., Меньшиков А.А. Конструкция самолетов. М.: Изд-во Юрайт, 2021. 385 с.

48. Семенов В.Н. Конструкции самолетов замкнутой и изменяемой схем. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 2006. 228 с.

49. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. М.: Машиностроение, 1983. 648 с.

50. Прокопец А.Д., Головина Е.А. Эффективность применения композиционных материалов для изготовления интерцептора крыла самолета II

Технологии и оборудование химической, биотехнологической и пищевой промышленности. Бийск. 2017. С. 181-184.

51. Пенязь И.М. ^нцепция развития технологий применения современных композиционных материалов для надежных силовых композитных авиаконструкций до 2030 года и дальнейшую перспективу // Проблемы безопасности полетов. 2019. № 8. С. 28-34.

52. 2G14-2G23 Global Composite Aerostructures Market Outlook Report // Composites Forecasts and Consulting Reports. URL: https://compositesforecasts.com/2G14-2G23-global-composite-aerostructures-market-outlook (дата обращения 24.11.2016).

53. Gay D. Composite Materials: Design and Applications, Second Edition. Boca Raton: CRC Press LLC, 2GG3. 5б2 p.

54. Aviation Outlook: Composites in General Aviation 2G11-2G2G // Composites World. URL: https://www.compositesworld.com/articles/aviation-outlook-composites-in-general-aviation-2G11-2G2G (дата обращения 24.11.2016).

55. Савин С.П. Применение современных полимерных композиционных материалов в конструкции планера самолетов семейства МС-21 // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2012. Т. 14, № 4 (2). С. б8б-б93.

56. Мантуров Д.В., Aлешин Б.С., Бабкин В.И., Гохберг Л.М., Дутов A^., Желтов С.Ю., ^блов Е.Н., Федосов E.A., Чернышев С.Л., ^расев О.И., Вишневский КО., Веселитская Н.Н., Великанова Н.П. Форсайт развития авиационной науки и технологий до 2030 года и на дальнейшую перспективу. М.: ФГУП ЩГИ, 2G14. 280 с.

57. Aлиакбаров Д.Т., Матуразов И.С. Исследование и выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла сельскохозяйственного самолета // Наука, техника и образование. 2017. № 1. C. 30-32.

58. Зиновьев ПА., Смердов A.A. Оптимальное проектирование композитных материалов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006. 103 с.

59. Кузнецов А.С. Выбор геометрических параметров крыла с комплексным учётом аэродинамической и весовой эффективности: Дис. канд. техн. наук. Самара. 2012. 158 с.

60. Мингун Ш. Влияние интегральной компоновки силовой установки и планера сверхзвукового пассажирского самолета на его эффективность: Дис. канд. техн. наук. Москва. 2019. 146 с.

61. Ashihmina E.R., Prosuntsov P.V., Reznik S.V. Inter-disciplinary approach to suborbital reusable spaceplane composite wing design // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. 2021. Vol. 1060. No. 012021. DOI: 10.1088/1757-899X/1060/1/012021.

62. Зегжда И.С., Бурлуцкий С.Г., Павлов А.М. Расчет летных и маневренных характеристик самолета. С-Петербург: ГУАП, 2015. 35 с.

63. Zhu J.H., Zhang W.H., Xia L. Topology optimization in aircraft and aerospace structures design // Archives of computational methods in engineering. 2015. Vol. 23. No. 595. P. 1-28.

64. Шаныгин А.Н. Особенности проектирования про композитные конструкции // Труды ЦАГИ. 2011. Вып. 2698. С. 63-69.

65. Зиченков М.Ч., Кондаков И.И., Шаныгин А.Н. Новый подход к созданию легких и надежных силовых композитных авиаконструкций // Научный Вестник МГТУ ГА. 2016. Т. 19, № 6. С. 127-136.

66. Нгуен Х., Бирюк В.И. Весовая эффективность использования пассивных систем перераспределения нагрузок с применением анизотропии композиционных материалов на прямом крыле // Труды 56-й науч. конф. МФТИ, М.-Долгопрудный-Жуковский. 2013. С.38-39.

67. Нгуен Х.Ф., Бирюк В.И. Исследования по оптимизации конструктивно -силовой схемы самолета с прямым крылом из композиционных материалов // ТРУДЫ МФТИ. 2014. Т. 6, № 2 (22). С. 133-141.

68. Kirubakaran R. Aircraft wing weight optimization by composite material structure design configuration // IOSR-JMCE. 2017. Vol. 14. No. 6. P. 71-80.

69. Моргулец С.В., Чернецов А.А., Афанасьев А.В., Косарев В.А. Комплексная методика расчетного проектирования тонкостенных конструкций из

ПКМ на примере кессона крыла самолета // Авиационная промышленность. 2012. № 1. С. 37-41.

70. Резник С.В., Агеева Т.Г., Дудар Э.Н. Комплексная методика проектирования конструкции крыла многоразового космического аппарата // Авиакосмическая техника и технология. 2010. № 2. С. 3-8.

71. Касумов Е.В. Методика поиска рациональных конструктивных параметров с применением метода конечных элементов // Ученые записки ЦАГИ. 2015. Т. 46, № 2. С. 63-79.

72. Солошенко В.Н., Попов Ю.И. Концептуальное проектирование конструкции кессона крыла из композиционных материалов среднемагистрального самолета // Вестник Московского авиационного института. 2013. Т. 20, № 1. С. 1630.

73. Kruse M., Wunderlich T., Heinrich L. A Conceptual Study of a Transonic NLF Transport Aircraft with Forward Swept Wings // 30th AIAA Applied Aerodynamics Conference. New Orleans. 2012. AIAA Paper. 2012-3208. P. 1-27.

74. Locatelli D., Mulani S.B., Kapania R.K. Wing-Box Weight Optimization Using Curvilinear Spars and Ribs (SpaRibs) // Journal of Aircraft. 2011. Vol. 48. No. 5. P. 1671-1684.

75. Литвинов В.М., Литвинов Е.В. Методика расчета массы крыла самолета с учетом ограничений по аэроупругости // Ученые записки ЦАГИ. 2006. Т. 37, № 3. С. 63-83.

76. Тимошенко С.П. О прочности аэропланов // Труды ЦАГИ. 2003. Вып. 2662. 64 с.

77. Замула Г.Н., Иерусалимский К.М., Калмыкова Г.С., Фомин В.П. Закритическое поведение обшивки и его влияние на общее НДС и устойчивость композитных конструкций // Труды ЦАГИ. 2004. Вып. 2664.

78. Shanygin A., Fomin V., Zamula G. Multilevel approach for strength and weight analyses of composite airframe structures // Proceedings of the 27th International Congress of the Aeronautical Sciences. Nice, 2010.

79. Туктаров С.А., Чедрик В.В. Некоторые аспекты моделирования композиционного кессона крыла большого удлинения анизотропной балкой // Ученые записки ЦАГИ. 2015. Т. 46, № 3. С. 70-84.

80. Шингель Л.П. О проектировании крыла из композиционного материала самолета вертикального взлета и посадки // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2012. Т. 14, № 1 (2). С. 514-516.

81. Khani A., Ijsselmuiden S., Abdalla M., Gurdal Z. Design of variable stiffness panels for maximum strength using lamination parameters // Composites Part B: Engineering. 2011. Vol. 42. No. 3, P. 546-552.

82. Митрофанов О.В. К вопросу об оптимальном армировании подкрепленных панелей тонкостенных конструкций из композитных материалов // Актуальные проблемы современной науки. 2017. № 5 (96). С. 49-53.

83. Гришин В.И., Коледов М.Н. Рациональное проектирование конструкций по условиям прочности с применением вычислительных комплексов // Ученые записки ЦАГИ. 2012. Т. 43, № 2. С. 82-88.

84. Болдырев А.В. Разработка методов проектирования силовых авиационных конструкций на основе моделей деформируемого твёрдого тела переменной плотности: Дис. канд. техн. наук. Самара. 2012. 248 с.

85. Дудченко А.А., Кончая Р.Р.А. Рациональное проектирование конструкции отсека фюзеляжа из композиционных материалов // Конструкции из композиционных материалов. 2011. №2. С. 21-34.

86. Бирюк В.И., Навоев А.А., Черноусов В.И. Разработка конструктивно -компоновочной схемы фюзеляжа перспективного широкофюзеляжного самолета // Ученые записки ЦАГИ. 2013. Т. 44, № 5. С. 102-110.

87. Tatarnikov O.V., Rusin M.Y., Vorob'Ev S.B., Prosolov A.N. Simulation of elastic behavior of organic-silicon sealants at large deformations // Polymer Science. Series D. 2009. Т. 2, № 2. P. 136-139.

88. Безуевский А.В. Влияние больших деформаций конструкции крыла на его модальные характеристики // Труды 55-й научной конференции МФТИ. 2012. С. 51-53.

89. Безуевский А.В. Влияние статических деформаций крыла на частоты, формы упругих колебаний и характеристики флаттера // МСНТ материалы XXXII Всероссийской конференции. Миасс. 2012. С. 149-152.

90. Безуевский А.В., Ишмуратов Ф.З. Влияние квазистатических деформаций на характеристики аэроупругости самолета с крылом большого удлинения // Вестник Московского авиационного института. 2017. Т. 24, С. 14 -25.

91. Безуевский А.В., Гуревич Б.И., Ишмуратов Ф.З. Проектировочные исследования характеристик прочности и аэроупругости крыла большого удлинения с подкосом // Материалы XXVI научной конференции по аэродинамике. 2015. С. 45-46.

92. Безуевский А.В., Ишмуратов Ф.З. Аэропрочностные исследования крыла большого удлинения с подкосом // Труды МАИ. 2018. № 103. 24 с.

93. Митрофанов О.В., Огнянова Т.С. Проектирование несущих панелей крыла из композитных материалов самолета средней грузоподъемности при ограничениях по остаточной прочности при сжатии и сдвиге // Естественные и технические науки. 2013. Т. 6, № 68. С. 261-265.

94. Комаров В.А., Лаптева М.Ю. Прогнозирование деформаций крыльев // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2011. № 3. С. 7-12.

95. Bai C., Mingqiang L., Zhong S., Zhe W., Yiming M., Lei F. Wing weight estimation considering constraints of structural strength and stiffness in aircraft conceptual design // International Journal of Aeronautical and Space Sciences. 2014. Vol. 15. No. 4. P. 383-395. DOI: 10.5139/IJASS.2014.15.4.383.

96. Бирюк В.И., Липин Е.К., Фролов В.М. Методы проектирования конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1977. 232 с.

97. Бирюк В.И. О задаче оптимального проектирования конструкций крала из условий прочности и аэроупругости // Ученые записки ЦАГИ. 1972. №2 2. С. 114119.

98. Бирюк В.И., Шаранюк А.М., Яремчук Ю.Ф. Оптимизация конструкций стреловидного крыла из условия эффективности элерона // Ученые записки ЦАГИ. 1981. № 4. С. 162-166.

99. Сысоева В.В., Чедрик В.В. Алгоритмы оптимизации топологии силовых конструкций // Ученые записки ЦАГИ. 2011. Т. 42, № 2. С. 91-102.

100. Башин К.А., Торсунов Р.А., Семенов С.В. Методы топологической оптимизации конструкций, применяющиеся в аэрокосмической отрасли // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2017. № 51. С. 51-61.

101. Федосеев Н.В., Семенов С.В. Расчетное исследование влияния типа конечных элементов на коэффициент запаса топологически оптимизированной конструкции // Молодой ученый. 2018. № 21 (207). С. 92-96.

102. Locatelli D., Mulani S.B., Kapania R.K. Parameterization of Curvilinear Spars and Ribs for Optimum Wing Structural Design // Journal of Aircraft. 2014. Vol. 51. No. 2. P. 532-546.

103. Бояршинова И.Н., Ильиных М.С. Комбинированная методика оптимального проектирования конструкций с целью снижения веса // Цифровые средства производства инженерного анализа. Тула. 2017. С. 24-31.

104. Бояршинова И.Н., Ильиных М.С. Двухэтапная методика оптимального проектирования деталей с целью снижения веса // Научно-технический вестник Поволжья. 2018. № 11. С. 106-109.

105. Нгуен Хонг Фонг, В.И. Бирюк, Нгуен Куанг Тхыонг Оптимизация безопасности по конструктивно-силовой схеме самолета с прямым крылом из композиционных материалов // Фундаментальные проблемы системной безопасности. ВЦ РАН. Реутов. 2014. Вып. 4. С. 483-495.

106. Моляр А.Г., Коцюба А.А., Бычков А.С., Нечипоренко О.Ю. Конструкционные материалы в самолетостроении. К.: КВИЦ, 2015. 400 с.

107. Nisha M.K., Amrutha P.K., Bia J., Treesa R.B., Dr. Alice M. Ply Orientation of Carbon Fiber Reinforced Aircraft Wing - A Parametric Study // International Journal of Engineering Research and Applications. 2014. Vol. 4. P. 53-55.

108. Резник С.В., Просунцов П.В., Агеева Т.Г. Оптимальное проектирование крыла суборбитального многоразового космического аппарата из гибридного полимерного композиционного материала // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2013. № 1 (17). C. 38-43.

109. Агеева Т.Г., Ашихмина Е.Р., Просунцов П.В. Оптимизация структуры гибридного композиционного материала для обшивки крыла многоразового космического аппарата туристического класса // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия: Машиностроение. 2018. № 1. C. 4-19.

110. Rao J.S., Kiran S. Concept design of composite aircraft wing // Proceedings of the ASME 2010 International Mechanical Engineering Congress & Exposition. Vancouver. 2010. IMECE Paper. 2010-37206. P. 1-9.

111. De S., Jrad M., Kapania R.K. Structural Optimization of Internal Structure of Aircraft Wings with Curvilinear Spars and Ribs // Journal of Aircraft. 2019. Vol. 56. No. 2. P. 707-718.

112. Бирюк В.И., Нгуен Хонг Фонг Оценка влияния анизотропии композиционного материала на снижение нагрузок для беспилотного летательного аппарата // Антенны. 2014. № 8. С. 42-48.

113. Бирюк В.И., Нгуен Хонг Фонг Влияние анизотропии композиционной конструкции панелей на снижение веса крыла большого удлинения // Наукоёмкие технологии. 2014, Т.15, № 7. С. 14-20.

114. Qun Z., Yunliang D., Haibo J. A Layout Optimization Method of Composite Wing Structures Based on Carrying Efficiency Criterion // Chinese Journal of Aeronautics. 2011. Vol. 24. No. 4. P. 425-433.

115. Wang Y., Ouyang X., Yin H., Yu X. Structural-Optimization Strategy for Composite Wing Based on Equivalent Finite Element Model // Journal of Aircraft. 2016. Vol. 53. No. 2. P. 351-359. DOI: 10.2514/1.C033469.

116. Liu Q., Jrad M., Mulani S.B., Kapania R.K. Integrated Global Wing and Local Panel Optimization of Aircraft Wing // 56th AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Kissimmee. 2015. AIAA Paper. 20150137. P. 1-19. DOI: 10.2514/6.2015-0137.

117. Peeters D., Abdallay M. Design guide lines in non-conventional composite laminate optimization // Journal of Aircraft. 2017. Vol. 54. No. 4. P. 1454-1464.

118. Li D., Xiang J., Guo S., Xu R. Optimization of Composite Wing Structure for a Flying Wing Aircraft Subject to Multi Constraints // 54th

AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Boston. 2013. AIAA Paper. 2013-1934. P. 1-11.

119. Zhu W., Yu X., Wang Y. Layout optimization for blended wing body aircraft structure // Int. J. Aeronaut. Space Sci. 2019. Vol. 20. P. 879-889. DOI: 10.1007/42405019-00172-7.

120. Stanford B., Beran P., Bhatia M. Aeroelastic Topology Optimization of Blade-Stiffened Panels // Journal of Aircraft. 2014. Vol. 51. No. 3. P. 938-944.

121. Zhao W., Kapania R.K. BLP Optimization of Composite Flying-wings with SpaRibs and Multiple Control Surfaces //2018 AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Kissimmee. 2018. AIAA Paper. 20182150, P. 1-45.

122. Zhao W., Kapania R.K. Bilevel Programming Weight Minimization of Composite Flying-Wing Aircraft with Curvilinear Spars and Ribs // AIAA Journal. 2019. Vol. 57. No. 6. P. 2594-2608.

123. Stanford B., Dunning P. Optimal Topology of Aircraft Rib and Spar Structures under Aeroelastic Loads // Journal of Aircraft. 2015. Vol. 52, P. 1298-1311. DOI: 10.2514/1.C032913.

124. Zhou M., Fleury R., Kemp M. Optimization of composite - recent advances and application // 13th AIAA/ISSMO Multidisciplinary Analysis Optimization Conference. Fort Worth. 2010. AIAA Paper. 2010-9272. P. 1-9.

125. Ning S.A., Kroo I. Multidisciplinary Considerations in the Design of Wings and Wing Tip Devices // Journal of Aircraft. 2010. Vol. 47, No. 2. P. 534-543.

126. Гуереш Д. Методика многодисциплинарной оптимизации по выбору параметров законцовок крыльев магистральных самолетов: Дис. канд. техн. наук. Москва. 2018. 101 с.

127. Поддубко С.Н., Шмелев А.В., Ивченко В.И., Заболоцкий М.М., Трухнов Л.И., Хацкевич А.С. Компьютерное проектирование несущих конструкций машин с применением средств топологической оптимизации // Актуальные вопросы машиноведения. 2016. Т. 5, С. 86-90.

128. Гордиенко А.В., Припадчев А.Д. К вопросу автоматизированного проектирования облика беспилотного летательного аппарат самолетной схемы // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2013. № 4. C. 911-913.

129. MSC Nastran 2012 Design sensitivity and optimization user' guide. Santa Ana, CA: MSC. Software Corporation. 2012.

130. ALTAIR OPTISTRUCT User's Manual Ver.13.0. Troy, MI: Altair Engineering. Inc. 2014.

131. GENESIS User's Manual Ver. 13.1. Colorado Springs, CO: Vanderplaats Research and Development. Inc. 2014.

132. Каплун А.Б., Морозов Е.М., Олферьева М.А. ANSYS в руках инженера: Практическое руководство. М.: Едиториал УРСС, 2004. 272 с.

133. Рычков С.П. Моделирование конструкций в среде Femap with NX Nastran. М.: ДМК Пресс, 2013. 784 с.

134. Odeh D., Timoleon K., James F.W. Application of an Efficient Gradient-Based Optimization Strategy for Aircraft Wing Structures Loads // Aerospace. 2018. Vol. 5. No. 3. P. 1-27. DOI:10.3390.

135. Daniel G., Suong V.H., Stephen W.T. Composite materials - design and application. CRC Press LLC, 2000.

136. Kelly D., Wang K. A guided tradeoff for cost and weight for generating optimal conceptual designs // 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Norfolk. Virginia. 2003. AIAA Paper. 2003-1500. P. 1-11. DOI: 10.2514/6.2003-1500.

131

ПРИЛОЖЕНИЕ

Расчетные значения массы и прогиба двухлонжеронного крыла из углепластика

№ Положение лонжерона, % хорды Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего заднего

1 10 60 300 55,04 83,79

2 10 60 350 55,11 83,25

3 10 60 400 55,72 81,90

4 10 65 300 56,06 83,32

5 10 65 350 56,08 82,58

6 10 65 400 56,49 81,44

7 10 70 300 57,73 82,79

8 10 70 350 57,77 82,05

9 10 70 400 57,98 80,90

10 15 60 300 54,31 84,34

11 15 60 350 55,72 83,60

12 15 60 400 55,42 82,46

13 15 65 300 55,08 83,87

14 15 65 350 55,41 83,13

15 15 65 400 55,43 81,99

16 15 70 300 56,55 83,34

17 15 70 350 56,59 82,60

18 15 70 400 56,73 81,45

19 20 60 300 53,38 84,84

20 20 60 350 53,79 84,20

21 20 60 400 54,84 83,18

22 20 65 300 53,98 84,28

23 20 65 350 54,99 83,54

24 20 65 400 55,16 82,56

25 20 70 300 55,15 83,74

26 20 70 350 55,24 83,00

27 20 70 400 55,37 81,86

Расчетные значения массы и прогиба трехлонжеронного крыла из углепластика

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего среднего заднего

1 10 40 60 300 51,65 85,03

2 10 40 60 350 51,71 84,28

3 10 40 60 400 51,43 84,04

4 10 40 65 300 51,54 84,75

5 10 40 65 350 51,54 84,00

6 10 40 65 400 52,01 82,86

7 10 40 70 300 51,80 84,42

8 10 40 70 350 52,00 83,27

9 10 40 70 400 52,09 82,54

10 10 45 60 300 51,37 84,93

11 10 45 60 350 51,37 84,19

12 10 45 60 400 52,08 83,04

13 10 45 65 300 51,09 85,37

14 10 45 65 350 50,83 84,16

15 10 45 65 400 51,65 82,76

16 10 45 70 300 51,26 84,33

17 10 45 70 350 51,25 83,59

18 10 45 70 400 51,59 82,44

19 10 50 60 300 51,52 84,74

20 10 50 60 350 51,52 84,00

21 10 50 60 400 52,28 82,86

22 10 50 65 300 51,18 84,46

23 10 50 65 350 51,17 83,72

24 10 50 65 400 51,76 82,58

25 10 50 70 300 51,22 84,14

26 10 50 70 350 51,21 83,40

27 10 50 70 400 51,55 82,25

28 15 40 60 300 51,49 85,27

29 15 40 60 350 51,49 84,53

30 15 40 60 400 52,11 83,39

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего среднего заднего

31 15 40 65 300 51,30 84,99

32 15 40 65 350 51,30 84,25

33 15 40 65 400 51,61 83,97

34 15 40 70 300 51,54 84,67

35 15 40 70 350 51,54 83,93

36 15 40 70 400 51,80 82,79

37 15 45 60 300 51,11 85,18

38 15 45 60 350 51,11 84,44

39 15 45 60 400 51,78 83,29

40 15 45 65 300 50,84 84,90

41 15 45 65 350 50,88 84,16

42 15 45 65 400 51,33 83,01

43 15 45 70 300 50,96 84,58

44 15 45 70 350 50,96 83,84

45 15 45 70 400 50,91 82,72

46 15 50 60 300 51,20 84,99

47 15 50 60 350 51,20 84,25

48 15 50 60 400 51,91 83,10

49 15 50 65 300 50,84 84,74

50 15 50 65 350 50,83 83,97

51 15 50 65 400 51,37 82,82

52 15 50 70 300 50,86 84,39

53 15 50 70 350 50,86 83,65

54 15 50 70 400 51,42 82,53

55 20 40 60 300 51,19 85,51

56 20 40 60 350 51,18 84,77

57 20 40 60 400 51,81 83,62

58 20 40 65 300 50,99 85,23

59 20 40 65 350 50,98 84,48

60 20 40 65 400 51,42 83,34

61 20 40 70 300 51,21 84,90

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего среднего заднего

62 20 40 70 350 51,21 84,16

63 20 40 70 400 51,45 83,02

64 20 45 60 300 50,77 85,41

65 20 45 60 350 50,76 84,67

66 20 45 60 400 51,48 83,52

67 20 45 65 300 50,48 85,13

68 20 45 65 350 50,48 84,39

69 20 45 65 400 50,97 83,24

70 20 45 70 300 50,59 84,84

71 20 45 70 350 50,58 84,07

72 20 45 70 400 50,89 82,92

73 20 50 60 300 50,79 85,22

74 20 50 60 350 50,79 84,48

75 20 50 60 400 51,49 83,34

76 20 50 65 300 50,42 84,94

77 20 50 65 350 50,41 84,2

78 20 50 65 400 50,94 83,06

79 20 50 70 300 50,42 84,62

80 20 50 70 350 50,42 83,88

81 20 50 70 400 50,86 82,84

Таблица П.19.

Расчетные значения массы и прогиба двухлонжеронного крыла из стеклопластика

№ Положение лонжерона, % хорды Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего заднего

1 10 60 300 136,32 142,16

2 10 60 350 136,51 141,24

3 10 60 400 136,76 139,81

4 10 65 300 138,64 141,11

5 10 65 350 138,68 140,19

№ Положение лонжерона, % хорды Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего заднего

6 10 65 400 138,83 138,76

7 10 70 300 141,74 139,91

8 10 70 350 141,75 138,98

9 10 70 400 141,91 137,55

10 15 60 300 134,63 143,72

11 15 60 350 134,54 142,80

12 15 60 400 135,44 141,40

13 15 65 300 136,32 142,67

14 15 65 350 136,36 141,74

15 15 65 400 136,83 140,31

16 15 70 300 139,11 141,46

17 15 70 350 139,12 140,54

18 15 70 400 139,31 139,11

19 20 60 300 132,43 144,86

20 20 60 350 132,47 143,93

21 20 60 400 132,63 142,50

22 20 65 300 133,91 143,80

23 20 65 350 133,93 142,88

24 20 65 400 134,72 141,90

25 20 70 300 136,11 142,60

26 20 70 350 136,25 141,67

27 20 70 400 136,40 140,24

Таблица П.20.

Расчетные значения массы и прогиба трехлонжеронного крыла из стеклопластика

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, Масса,

переднего среднего заднего мм кг

1 10 40 60 300 126,10 149,83

2 10 40 60 350 126,30 148,90

3 10 40 60 400 126,50 147,47

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего среднего заднего

4 10 40 65 300 126,70 149,01

5 10 40 65 350 126,70 148,08

6 10 40 65 400 126,80 146,65

7 10 40 70 300 127,60 148,07

8 10 40 70 350 127,50 147,15

9 10 40 70 400 127,70 145,72

10 10 45 60 300 126,30 149,55

11 10 45 60 350 127,10 147,49

12 10 45 60 400 126,40 147,20

13 10 45 65 300 126,30 149,48

14 10 45 65 350 126,40 147,81

15 10 45 65 400 126,60 146,38

16 10 45 70 300 127,20 147,80

17 10 45 70 350 127,10 146,87

18 10 45 70 400 127,30 145,44

19 10 50 60 300 127,10 149,03

20 10 50 60 350 127,10 148,10

21 10 50 60 400 127,30 146,67

22 10 50 65 300 127,20 148,21

23 10 50 65 350 127,20 147,28

24 10 50 65 400 127,40 145,85

25 10 50 70 300 127,70 147,27

26 10 50 70 350 127,70 146,35

27 10 50 70 400 127,90 144,91

28 15 40 60 300 125,50 150,82

29 15 40 60 350 125,50 149,89

30 15 40 60 400 125,60 148,46

31 15 40 65 300 125,80 150,00

32 15 40 65 350 125,80 149,08

33 15 40 65 400 125,80 151,61

34 15 40 70 300 126,60 149,07

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего среднего заднего

35 15 40 70 350 126,60 148,14

36 15 40 70 400 126,80 146,71

37 15 45 60 300 125,40 150,54

38 15 45 60 350 125,30 149,62

39 15 45 60 400 125,50 148,19

40 15 45 65 300 125,50 149,73

41 15 45 65 350 125,50 148,80

42 15 45 65 400 125,60 147,37

43 15 45 70 300 126,20 148,79

44 15 45 70 350 126,20 147,86

45 15 45 70 400 126,36 146,48

46 15 50 60 300 126,10 150,02

47 15 50 60 350 126,10 149,09

48 15 50 60 400 126,30 147,66

49 15 50 65 300 126,20 149,20

50 15 50 65 350 126,10 148,28

51 15 50 65 400 126,30 146,85

52 15 50 70 300 126,70 148,26

53 15 50 70 350 126,60 147,34

54 15 50 70 400 126,80 145,91

55 20 40 60 300 124,50 151,62

56 20 40 60 350 124,50 150,70

57 20 40 60 400 124,60 149,27

58 20 40 65 300 124,80 150,81

59 20 40 65 350 124,70 149,88

60 20 40 65 400 124,90 148,45

61 20 40 70 300 125,60 149,87

62 20 40 70 350 125,60 148,94

63 20 40 70 400 125,70 147,51

64 20 45 60 300 124,30 151,35

65 20 45 60 350 124,30 150,42

№ Положение лонжерона, % от длины хорды крыла Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего среднего заднего

66 20 45 60 400 124,40 148,99

67 20 45 65 300 124,40 150,53

68 20 45 65 350 124,40 149,61

69 20 45 65 400 124,50 148,17

70 20 45 70 300 125,60 149,59

71 20 45 70 350 125,50 148,67

72 20 45 70 400 125,70 147,31

73 20 50 60 300 125,00 150,82

74 20 50 60 350 124,90 149,90

75 20 50 60 400 125,10 148,47

76 20 50 65 300 125,00 150,01

77 20 50 65 350 125,00 149,08

78 20 50 65 400 125,10 147,65

79 20 50 70 300 125,50 149,07

80 20 50 70 350 125,40 148,14

20 50 70 400 125,60 147,35

Таблица П.21.

Расчетные значения массы и прогиба двухлонжеронного крыла из алюминиевого

сплава

№ Положение лонжерона, % хорды Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего заднего

1 10 60 300 80,45 188,45

2 10 60 350 80,45 187,17

3 10 60 400 80,59 185,18

4 10 65 300 81,49 187,48

5 10 65 350 81,44 186,20

6 10 65 400 81,56 184,21

7 10 70 300 82,72 186,37

8 10 70 350 82,67 185,08

№ Положение лонжерона, % хорды Шаг нервюр, мм Прогиб, мм Масса, кг

переднего заднего