Разработка методики выбора параметров силовой конструкции сверхлегкого крыла среднемагистрального авиалайнера из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Барановски Сергей Владиславович

• Барановски Сергей Владиславович
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Барановски Сергей Владиславович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. АКТУАЛЬНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАБОТ В ОБЛАСТИ АВИАЦИОННЫХ КОНСРУКЦИЙ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

1.1 Композиционные материалы в конструкции авиалайнеров

1.2 Весовая эффективность полимерных композиционных материалов

1.3 Выбор параметров конструкций из полимерных композиционных материалов

1.3.1 Работы в области расчёта аэродинамики

1.3.2 Работы в области учёта основных элементов авиалайнера при расчёте аэродинамических нагрузок

1.3.3 Работы в области учёта обледенения поверхности крыла

1.3.4 Работы в области выбора параметров конструктивно-силовых

схем

1.3.5 Работы в области силовых элементов

1.3.6 Работы в области методов топологической оптимизации

1.3.7 Работы в области нестандартных криволинейных силовых элементов

1.3.8 Работы в области направленной выкладки монослоев в конструкции

1.4 Конструкции пассажирских среднемагистральных авиалайнеров

1.5 Выводы к главе

ГЛАВА 2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОГО ОБЛИКА КРЫЛА

И РАСЧЁТ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ

2.1 Методика выбора параметров силовой конструкции сверхлегкого

крыла среднемагистрального авиалайнера

2.2 Определение внешнего облика и аэродинамических нагрузок

Стр.

2.3 Влияние параметров математической модели и расчёта на определение

аэродинамических нагрузок

2.4 Учёт влияния обледенения поверхности при определении нагрузок

2.5 Выводы к главе

ГЛАВА 3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ КРЫЛА ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

3.1 Выбор параметров конструктивно-силовой схемы

3.2 Выбор геометрической формы силового элемента

3.3 Расчетно-экспериментальные исследования характеристик материала

3.4 Выводы к главе

ГЛАВА 4. ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

4.1 Выбор параметров силовых элементов

4.2 Определение зон усилений крыла методом топологической

оптимизации

4.3 Определение параметров элементов из полимерных композиционных

материалов методом топологической оптимизации

4.4 Выводы к главе

ГЛАВА 5. СТРУКТУРНО-ОПТИМИЗИРОВАННАЯ КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

5.1 Криволинейные силовые элементы

5.2 Направленная укладка монослоев в конструкции крыла

5.3 Выводы к главе

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка методики выбора параметров силовой конструкции сверхлегкого крыла среднемагистрального авиалайнера из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. С учетом увеличения транспортной нагрузки на гражданскую авиацию и геополитических рисков в части запретов на закупку и использование техники и технологий крайне необходимо создание передовых отечественных среднемагистральных авиалайнеров, которые должны удовлетворять требованиям по уровню шума, расходу топлива, массе и ресурсу конструкции. Снижение массы и повышение ресурса конструкции среднемагистрального авиалайнера возможно с помощью применения полимерных композиционных материалов (ПКМ) и новых решений в части силового каркаса, что подтверждено эксплуатацией зарубежных и отечественных авиалайнеров.

В настоящее время исследования в данной области обычно строятся на раздельном решении задач аэродинамики и прочности, обычно без учета структурных особенностей ПКМ, укладки в силовых элементах, в том числе криволинейной формы. Используются, в основном, квазиизотропные схемы армирования силовых элементов и обшивок крыла из ПКМ, исключающие реализацию преимуществ современных технологий автоматизированной выкладки, адаптацию схемы армирования к действующим нагрузкам, и как следствие, не обеспечиваются наилучшие функциональные характеристики авиалайнеров.

На основе вышесказанного, разработка методики выбора параметров силовых элементов, в том числе криволинейных, крыла с оптимальной укладкой монослоёв ПКМ является актуальной задачей, на решение которой и направлена диссертационная работа.

Теоретическими и экспериментальными исследованиями в области прочности летательных аппаратов (ЛА) занимались: Астахов М.Ф., Бадягин А.А., Егер С.М., Кан С.Н., Корчемкин Н.Н., Лисейцев Н.К.,

Макаревский А.И., Мишин В.Ф., Одиноков Ю.Г, Савельев Л.М., Суздальцев Я.Я., Фомин Н.А., Хазанов Х.С. и др.

Разработкой, проектированием, вопросами прочности элементов из ПКМ, а также их оптимизацией занимались Алфутов Н.А., Браутман Л., Гай Д., Зиновьев П.А., Киреев В.А., Кристенсен Р., Крок Р., Победря Б.Е., Пустовой Н.В., Рикардс Р.Б., Тамуж В.П., Тетерс Г.А, Хилл Р., Цай С. и др.

В области разработки методов расчета крыла из ПКМ можно отметить отечественных специалистов Алексеенко С.В., Бирюка В.И., Богатырева В.В., Болдырева А.В., Гришина В.И., Дудченко А.А., Комарова В.А., Королькова В.И., Приходько А.А., Чедрика В.В., Щеклеина В.С., а также зарубежных исследователей Даннинга П., Диллинджера К.С., Камминга С.Б., Капанию Р.К., Круза М., Купера Дж. Э., Мартинса Дж.А., Рао Дж.С., Стэнфорда Б., Уивера П.М., Чжао В., Шухмахера Г. и др.

Степень разработанности темы исследования. История применения композиционных материалов в авиастроение насчитывает порядка пятидесяти лет. На сегодняшний момент, в области выбора параметров элементов авиалайнеров, в частности крыла, и исследований по расширению возможностей применения ПКМ в их конструкции трудятся научные коллективы как передовых высших учебных заведений, таких как, Массачусетский технологический институт, Политехнический университет Виргинии, Исследовательский центр Лэнгли (США); Кардиффский университет, Имперский колледж Лондона (Великобритания); Индийский технологический институт Хайдарабад (Индия); Лимерикский университет (Ирландия); Швейцарская высшая техническая школа Цюриха (Швейцария); Мешхедский университет им. Фирдоуси (Иран); Даляньский технологический университет, Китайский исследовательский институт ракетной техники (КНР); МАИ, МФТИ, СНИИУ С.П. Королева, КАИ, ВГУ, УлГТУ, ИРНИТУ, НГТУ им. Р.Е. Алексеева, МГТУ им. Н.Э. Баумана (Россия) и прочие, так и ведущих авиационных компаний и научных центров The Boeing Company (США), Airbus Group (Франция), Embraer (Бразилия), Bombardier (Канада), ПАО «Туполев»,

ПАО «Корпорация «Иркут», ПАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина», АО «АэроКомпозит», АО «Гражданские самолёты Сухого», ПАО «ВАСО», АО «Авиастар-СП», ОКБ им. А.С. Яковлева, ФГУП «ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского» (Россия) и др.

Однако, не смотря на многопрофильные исследования, внедрение ПКМ в конструкции авиалайнеров не столь обширно, и многие предложения пока не получили массового применения. Сами же исследования затрагивают различные области такие как аэродинамика, аэроупругость, режимы полёта, прочность конструкции и формы элементов, применяемые материалы, используемые методы, а работы, затрагивающие все особенности разработки, из анализа открытых отечественных и зарубежных литературных источников, не выявлены, выполняются отдельными подразделениями на авиационных предприятиях и охраняются как коммерческая тайна.

Цель диссертационной работы - снижение продолжительности выбора параметров конструкции силовых элементов сверхлегкого крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического многостадийного моделирования.

Для достижения поставленной цели в работе необходимо решить следующие основные задачи:

1) Разработать методику многостадийного моделирования для выбора параметров конструктивно-силовых схем сверхлегкого крыла из ПКМ с учетом адаптации схем армирования к действующим эксплуатационным нагрузкам.

2) Проанализировать степень влияния параметров геометрической модели крыла на продолжительность расчетов, точность получаемых результатов по определению эксплуатационных нагрузок.

3) Провести расчетно-экспериментальные исследования для оценки влияния разброса физико-механических характеристик ПКМ на напряженно-деформированное состояние крыла.

4) Осуществить параметрическую и топологическую оптимизацию конструктивно-силовой схемы крыла из ПКМ для разработки сверхлегкой конструкции.

5) Рассмотреть технологически-адаптированные схемы выкладки слоев ПКМ в обшивках крыла и силовых элементах.

Объект исследований - крыло пассажирского среднемагистрального авиалайнера из ПКМ (углепластика).

Предмет исследований - параметры конструктивно-силовых схем крыла из ПКМ для параметрической и топологической оптимизации.

Методология исследования основана на численных методах определения аэродинамических характеристик крыла авиалайнера, эксплуатационных нагрузок, анализе напряжённо-деформированного состояния конструктивно-силовых схем и отдельных элементов из ПКМ, определении характеристик ПКМ для авиалайнера.

Научная новизна работы заключается в:

1) Разработана и технологически-адаптирована с учетом явлений аэроупругости оптимизированная конструктивно-силовая схема крыла перспективного среднемагистрального авиалайнера, позволяющая существенно снизить массу (~18%).

2) Теоретически и экспериментально исследовано влияние разброса физико-механических характеристик углепластика на напряжённо-деформированное состояние конструктивно-силовой схемы крыла.

3) Исследован вопрос рациональности применения криволинейных элементов силового набора крыла из ПКМ.

Практическая значимость:

1) Разработана методика многостадийного моделирования для выбора оптимальных параметров конструктивно-силовых схем крыла из ПКМ, которая позволяет сократить длительность до 1,5 раз.

2) Предложен геометрический облик конструктивно-силовой схемы крыла с учетом вариаций физико-механических свойств ПКМ и действия эксплуатационных нагрузок.

3) Сформулированы рекомендации по выбору оптимальных параметров конструктивно-силовой схемы крыла, в том числе с криволинейными элементами, из ПКМ по критерию максимальной несущей способности при минимальной массе.

Результаты, выносимые на защиту:

1) Методика многостадийного моделирования для выбора оптимальных параметров конструктивно-силовых схем крыла из ПКМ с учетом действия эксплуатационных нагрузок.

2) Геометрический облик оптимизированной конструктивно-силовой схемы крыла из ПКМ.

3) Рекомендации по выбору оптимальных параметров конструктивно-силовой схемы крыла, в том числе с криволинейными элементами, из ПКМ по критерию максимальной несущей способности при минимальной массе.

Рекомендации по внедрению:

Результаты данной работы могут быть использованы при выборе параметров перспективных конструкций крыльев из ПКМ с учётом анизотропии свойств, и востребованы на предприятиях авиационной промышленности, таких как в ПАО «Туполев», АО «Гражданские самолёты Сухого», ПАО «Корпорация «Иркут», ПАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина», а также в учебном процессе кафедры «Ракетно-космических композитных конструкций» МГТУ им. Н.Э. Баумана.

Степень достоверности подтверждается использованием математических моделей, основанных на фундаментальных законах механики композитных сред и аэродинамики, применением сертифицированных лицензионных программных комплексов численного моделирования, сравнением с результатами отдельных исследований отечественных и зарубежных научных коллективов, экспериментальными данными и проведении тестовых задач.

Личный вклад автора состоит в расчётных исследованиях, разработке и реализации методики, составлении рекомендаций по выбору оптимального геометрического облика конструктивно-силовой схемы крыла из ПКМ.

Отдельные результаты работы актуальны и востребованы для программы «Развитие авиационной промышленности на 2013-2025 годы».

Апробация работы: основные положения диссертации докладывались на ряде научных конференций: Международная молодёжная научная конференция «Гагаринские чтения». Москва, 2016-2020; Всероссийская научно-техническая конференция «Механика и математическое моделирование в технике». Москва, 2016; Sino-Russian Symposium on Advanced Materials and Processing Technology. Екатеринбург, 2016; Всероссийская конференция молодых ученых и специалистов «Будущее машиностроения России». Москва, 2017; Академические чтения по космонавтике (Королёвские чтения). Москва, 2018-2020; Молодежная международная научно-техническая конференция «Наукоемкие технологии и интеллектуальные системы. Москва, 2018; Международная научно-практическая конференция «Ключевые тренды в композитах: Наука и технологии». Москва, 2019, 2020; Международной конференции «Advanced Materials and Demanding Applications». Рексем, 2020; а также в конкурсах научных работ МГТУ им. Н.Э. Баумана «Инженерный старт» в рамках форума «МГТУ им. Н. Э. Баумана - Новые кадры ОПК». Москва, 2016; НИУ МАИ Всероссийский межотраслевой молодёжный конкурс научно-технических работ и проектов «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики». Москва, 2018-2020; ОАК «Будущее авиации». Москва, 2019, 2020.

Публикации: По тематике диссертационной работы опубликовано 29 научных работ, 8 из которых в журналах, входящих в перечень ВАК, и 4 входящих в Scopus. Общий объём 17,00 п.л. / 14,18 п.л.

Структура и объём диссертации.

Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы и приложений. Работа представлена на 191 страницах текста, включающего 99 рисунков, 48 таблиц, список литературы из 322 наименований

и обязательных приложений на 55 страницах, включающих 33 рисунка, 21 таблицу.

Во введении обоснована актуальность темы исследования, сформулированы цель и задачи работы, показаны научная новизна и практическая значимость полученных результатов, приводятся сведения об апробации работы.

В первой главе проведено обзорно-аналитическое исследование состояния работ по разработке авиалайнеров с применением ПКМ. Рассмотрены методы и способы выбора характеристик крыльев с учетом аэродинамики, определения нагрузок, расчёта конструктивно-силовых схем (КСС) и отдельных силовых элементов из ПКМ, а также выявлены перспективные направления. Изучены конструкции и характеристики пассажирских авиалайнеров, применяемых авиакомпаниями.

Вторая глава посвящена разработке методики выбора параметров КСС крыла из ПКМ среднемагистрального авиалайнера на основе параметрического моделирования. Определен геометрический облик крыла и рассчитаны аэродинамические нагрузки согласно предлагаемой методике. Рассматривались различные компоновки аэродинамической модели (авиалайнер с двигателями, крыло с двигателем без диффузора, крыло с двигателем с диффузором, изолированное крыло), условия полета, возможность образования льда.

В третьей главе разработана КСС крыла из ПКМ по предлагаемой методике. Определялись основные параметры КСС - расположение элементов, шаг и направление установки нервюр, лонжеронов, стрингеров. Проведены расчетно-экспериментальные исследования по влиянию разброса физико-механических характеристик ПКМ на напряженно-деформированное состояние крыла.

В четвёртой главе представлены результаты оптимизации КСС крыла из углепластика и обоснованы толщины стенок, количество и схемы укладки однонаправленных слоёв. С помощью топологической оптимизации определены

возможные критические зоны, требующих усиления, дополнительно проанализирована выбранная КСС, получены рациональные укладки.

В пятой главе рассмотрены технологически-адаптированные КСС крыла из ПКМ и исследован вопрос рациональности применения криволинейных элементов силового набора. Проведена оценка влияния формы и направлений установки криволинейных элементов КСС на напряженно-деформированное состояние крыла, проанализированы различные формы лонжеронов, нервюр, стрингеров. Общее количество вариантов составило 252.

В общих выводах сформулированы основные результаты по диссертационной работе и даны рекомендации по выбору параметров элементов крыла из ПКМ.

В приложениях приведена дополнительная информация по исследованиям, представлены отдельные результаты расчётов и изложены рекомендации по выбору оптимальных параметров КСС крыла из ПКМ.

ГЛАВА 1. АКТУАЛЬНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАБОТ В ОБЛАСТИ АВИАЦИОННЫХ КОНСРУКЦИЙ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

Возрастающие объёмы грузоперевозок и увеличивающиеся пассажиропотоки приводят к необходимости расширения парка современных надёжных авиалайнеров. В отечественных авиакомпаниях используются как авиалайнеры и самолёты иностранного производства, приобретённые в лизинг, в том числе на вторичном рынке, так и не современные авиалайнеры, произведённые в том числе ещё в СССР, с продлённым ресурсом и устаревшими системами управления [1, 2]. Эксплуатация первых становится экономически невыгодной из-за возможных геополитических проблем, удорожания запчастей или полного запрета на их поставку, а вторых приводит к увеличению цен, продолжительности перевозок, а также повышенному отрицательному воздействию на экологию, не говоря о снижении престижа компаний и страны в целом. В то же время, достижения и передовые разработки современной техники и технологии, к которым относятся ПКМ способны вывести отечественное авиастроение на новый уровень и обеспечить создание авиалайнеров. С этой целью правительством Российской Федерации разработана программа «Развития авиационной промышленности на 2013-2025 годы», в рамках которой разрабатываются и модернизируются отечественные пассажирские авиалайнеры, например, МС-21, Sukhoi Superjet 100, в конструкции которых применяются ПКМ.

Одним из наиболее ответственных агрегатов авиалайнера является крыло, вес которого достигает 30-50% от массы планера [3]. Придание крылу оптимальной формы и размеров обеспечивает необходимые лётные характеристики, а применение ПКМ позволяет достичь ранее недоступных конфигураций, в том числе благодаря рациональному выбору материалов, КСС, формы и характеристик силовых элементов, а также снизить вес изделия, что

подтверждается успешной эксплуатацией зарубежных авиалайнеров ведущих производителей Boeing и Airbus, где доля ПКМ в конструкции достигает 50%.

Таким образом, выбор параметров изделий авиационной техники из ПКМ, в частности крыла, с учетом комплексного подхода (создание математических моделей, расчёт нагрузок и определения влияния различных факторов, выбор материала) и многодисциплинарностью задачи, применения современных программных комплексов, позволяет наиболее полно отвечать широкому спектру жёстких требований, предъявляемых к конструкциям.

1.1 Композиционные материалы в конструкции авиалайнеров

Применение в авиастроении ПКМ на основе стеклянных и углеродных наполнителей началось во второй половине ХХ века и на протяжении 50 лет увеличилось почти в 10 раз, что подтверждается аналитическими исследованиями ФГУП ГНЦ РФ ВИАМ и Composites Forecasts and Consulting (США) (Рис. 1.1).

50 40 30 20 10 0

1960 1965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000 2005 2010 2015

Рис. 1.1. Доля КМ в пассажирских самолётах, %: А - Airbus; B - Boeing;

DC, MD - McDonnell Douglas; L - Lockheed

Так, в 1970-х доля ПКМ составляла 1-5% от веса планера, и возрастала с каждым годом: в 80-х - 1-10%, 90-е - 10-15%, 2000-е - 15-55%, 2010-е - 20-55% [4-7], а для некоторых гражданских самолётов, вертолётов и беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) доля КМ близка к 100% [8-10]. Общая доля

B787 A400

A350

A300 А320 A330B777 A340

I0M

A380

B747 L-1011 B767 | A310 \ /tf777

DC-9 X^dcM^804 aMD-M

5757

MD-90

композиционных материалов в авиационных отраслях представлена в Приложение П.1 [8-10].

Видно, что ПКМ преобладают в относительно лёгких самолётах, что говорит об их применении в большинстве элементов каркаса, в то время как в крупных пассажирских авиалайнерах и транспортных самолётах основным конструкционным материалом ответственных силовых элементов продолжает оставаться металл. Однако за последние четыре десятилетия использование ПКМ в конструкции современных авиалайнеров претерпело заметные преобразования. Первоначально они применялись в слабонагруженных обтекателях, законцовках и малоответственных элементах конструкции небольшого количества авиалайнеров. По мере развития способов производства КМ их использование в конструкциях также расширялось [11-13]. В настоящее время КМ применяются более чем в 400 проектах, что привело к увеличению объемов рынка КМ аэрокосмического назначения вдвое за последние 10 лет и планируемому росту на 55% в течение следующих трех лет [4, 5, 14].

Так, у пассажирских авиалайнеров ведущих мировых производителей Boeing (США) и Airbus (Франция), выпущенных во второй половине 90-х годов ХХ века (Airbus A321 и Boeing 737-900), доля КМ в конструкции планера составляет примерно 10-15% (Рис. 1.2) [15-17]. КМ применяются в элементах, образующих поверхности плавного обтекания, элементах механизации крыла, законцовках и хвостовом оперении. В свою очередь, у современных авиалайнеров данных производителей (в том числе модернизированных) доля ПКМ в составе конструкции возросла до 50% (Рис. 1.2) [15-17], где УП - углепластик, СП - стеклопластик, ОП - органопластик, УП+М - углепластик и минеральное волокно, Al - алюминиевый сплав, Ti - титановый сплав, Соты - сотовые панели, Г - гибрид (стеклопластик и углепластик), Проч - прочие материалы. Дополнительная информация по распределению и доле КМ в конструкции планера авиалайнеров представлена в Приложении П.1 [15-18].

УП Соты Г Al Ti Проч Al УП Г СП

в г

Рис. 1.2. Распределение КМ в конструкциях авиалайнеров: а - Airbus A321;

б - Boeing 737-900; в - Boieng 787 Dreamliner; г - Airbus A380

КМ всё больше используются в ответственных нагруженных конструкциях, таких как панели нервюры и лонжероны крыла, шпангоуты, стрингеры и панели фюзеляжа. Общая картина расширения применения КМ в элементах авиалайнера представлена на Рис. 1.3 на примере фирмы Airbus [15, 16], где ВО, ГО - вертикальное, горизонтальное оперение, ООШ - основная опора шасси.

Рис. 1.3. Эволюция применения КМ в конструкции авиалайнеров Airbus

В отечественном авиастроение доля ПКМ остаётся небольшой, однако новые проекты наподобие МС-21 принципиально изменяют общую ситуацию (Рис. 1.4). Доля КМ в конструкции МС-21, работы по которому ведутся ПАО «Корпорацией «Иркут» [19], составит порядка 40% [20].

Алюминиевый сплав

Углепластик

Стеклопластик

Рис. 1.4. Материалы, применяемые в конструкции МС-21

Стоит отметить, что авиалайнеры фирм Boeing и Airbus с большой долей КМ в конструкциях являются дальнемагистральными. Применение ПКМ в конструкции планера среднемагистральных не столь широко. Исключением является разрабатываемый отечественный МС-21.

1.2 Весовая эффективность полимерных композиционных материалов

Стоит отметить, что помимо улучшения аэродинамического качества и обеспечения характеристик крыла, невозможных с применением металлических сплавов, использование ПКМ позволяет снизить вес конструкции [21, 22]. Так, проводимое NASA сравнение крыла из алюминиевого сплава и из КМ показало, что вес конструкции снижается на 30% при применении последних [23].

Распределения веса представлено на Рис. 1.5 и в Приложении П.1. Массы крыльев рассчитаны с учётом равных прогибов конструкции.

27% 19% 2%

а б

1 - верхняя обшивка; 2 - верхние стрингеры; 3 - верхний пояс лонжерона; 4 - верхние кницы; 5 - нижняя обшивка; 6 - нижние стрингеры; 7 - нижний

пояс лонжерона; 8 - нижние кницы; 9 - стенка переднего лонжерона; 10 - стенка заднего лонжерона; 11 - нервюры (кроме ООШ); 12 - перегородка ООШ; 13 - фитинги крепления нервюр к лонжеронам; 14 - болты и гайки; 15 -усиление у бортовой нервюры; 16 - усиление у ООШ; 17 - усиление у люков на

нижней панели

Рис. 1.5. Распределение веса в крыле из: а - алюминиевого сплава; б - ПКМ

Из результатов анализа полученных значений веса видно, что максимальной экономии можно достичь на нижней панели, в то время как

верхняя панель, ограниченная требованиями по прочности, имеет меньший выигрыш в массе.

1.3 Выбор параметров конструкций из полимерных композиционных

материалов

В зависимости от назначения и условий эксплуатации внешний облик авиалайнера будет кардинально различаться. Так для эксплуатируемых в экстремальных условиях Арктики [24] можно выделить необходимость защиты от пониженных температур при обеспечение потребной грузоподъёмности. При этом, габариты и вес будущего авиалайнера играют не последнюю роль в определении его геометрического облика [25] и аэроупругих характеристик [26]. В Московском авиационном институте проводятся работы по учёту весовой эффективности авиалайнеров на этапе концептуального проектирования [27, 28], что также связано с весом и геометрическим обликом.

Как говорилось ранее, проводимые работы по выбору параметров авиалайнеров либо представляют собой коммерческую тайну и в открытом доступе не публикуются, либо имеют разрозненный характер и каждая направлена на решение своей конкретной задачи. Общая тематика работ затрагивает аэродинамику и нагрузки, конструктивно-силовую схему, отдельные силовые элементы.

Стоит отметить, что благодаря достижениям современных техники и технологий, программным комплексам по автоматизированному проектированию, становится возможным разрабатывать конструкции, ранее недостижимые за счёт, например, применения методов топологической оптимизации, учёта явной анизотропии свойств КМ и адаптацией их под эксплуатационные нагрузки.

1.3.1 Работы в области расчёта аэродинамики

При разработке авиалайнера основное внимание уделяется его внешнему облику, который в большей степени обеспечивает эффективную работу изделия, в части дальности полёта и расхода топлива, воздействия на окружающую среду, уровень шума, а также нагрузки на агрегаты изделия за счёт обеспечения оптимального обтекания воздушной средой.

Большинство работ затрагивают лишь отдельные

узкоспециализированные области. Например, работы Рассела М. Каммингса (Russell M. Cummings) и Андреаса Шютте (Andreas Schütte) [29, 30] рассматривает аэродинамику крыла с упором на структуру вихревого потока (Рис. 1.6, а). В Университете Нового Южного Уэльса (University of New South Wales, Австралия) проводят исследования по определению аэродинамических характеристик с помощью математического моделирования, прогнозированию экспериментов и сравнению полученных результатов [31]. Также исследуется взаимное влияние числа Маха, угла стреловидности и относительной толщины профиля на характеристики крыла [32]. В Мичиганском университете (University of Michigan, США) проводится количественная оценка аэродинамических характеристик и оптимизация формы адаптивного крыла с помощью градиентного метода поиска [33]. Горбуновым В.Г., Дець Д.О., Желанниковым А.И., Сетухой А.В. осуществляются исследования и разрабатываются математические модели для описания обтекания авиалайнеров на больших и закритических углах атаки [34] (Рис. 1.6, б). Отдельные исследования аэродинамики проводятся с помощью программного комплекса ANSYS CFX [35].

Изготовление крыла из ПКМ позволяет увеличить его удлинение. Геометрия такого крыла обладает своими свойствами и особенностями аэроупругости, что необходимо учитывать при разработке изделия и определении нагрузок на него [36, 37].

а б

Рис. 1.6. Исследование аэродинамики крыльев: а - крыло в аэродинамической

трубе; б - моделирование вихревой структуры

Однако разработка крыла авиалайнера с учётом одной аэродинамики не может в полной мере обеспечить эффективность конструкции. Поэтому стали развиваться методы многодисциплинарного проектирования, учитывающие смежные области [38]. В работе Кузнецова А.С. [39] помимо определения облика авиалайнера учитываются весовые факторы.

В Университете Сан-Паулу (University of Sao Paulo, Бразилия) проводятся работы по оптимизации крыла с помощью разрабатываемых генетических алгоритмов и нейронных сетей [40], что должно позволить сократить временные затраты. Группа исследователей из университетов Японии и США рассматривают процесс определения характеристик крыла с помощью моделирования процесса обтекания и прочностных расчётов на основе многоцелевого генетического алгоритма и моделей кригинга [41]. Специалисты Германского центра авиации и космонавтики (Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt, Германия) оптимизируют компоновку с помощью градиентного и непрерывного сопряженного метода [42].

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Барановски Сергей Владиславович, 2021 год

С' -

( //

( н \

<1 V -- - „

1 — - Г: .7 - -- - ■ -

^гГ — — ... ___

1 — - -

1 у' - - - -- - _ гЦ: ---

>* / __ — - - - - - — — = — — — — — — — — — - -- < х

--

-

/

1/ /

!/

0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 X £-

......- А;--Б; - В;-------Г;----Д;--Е

Рис. 2.8. Распределения давления р (х ) по профилю крыла при режиме М и различных типах профиля крыла, кПа

Максимальное значение местного статического давления составляет 99650 Па (30881 Па абсолютное) для варианта Д при режиме L. Величины давления для всех вариантов представлены в Приложении П.5.

Максимальное значение температуры на поверхности крыла (в результате аэродинамического нагрева) 245 ± 0,3 К.

Максимальное значение давления приходится на наветренную сторону. Также для режима Н наблюдается срыв потока и возникновение турбулентной зоны в концевой части крыла с подветренной стороны, но наличие спрямлённого участка снижает данный эффект. Для вариантов А и Б эффекты начинают формироваться в середине крыла (по размаху) и возрастают к концевой части (Рис. 2.9). Устранение данных эффектов может быть осуществлено с помощью элементов механизации. Ускорение потока сверх скорости звука на небольших участках объясняется не возникновением турбулентных течений, а погрешностью расчётной модели в части сетки конечных объемов.

Рис. 2.9. Поле скоростей в серединной части крыла, м/с

Нагрев поверхности от трения воздушной среды незначителен и максимальное значение составляет 245 К (максимальное увеличение температуры на 29 °С) - параметры потока и режим полёта одинаковы. Картина распределения аналогична результатам по определению геометрических параметров - максимальный нагрев в зоне столкновения с потоком (соответствует зоне максимального давления), наблюдается нагрев в зонах турбулентности с подветренной стороны (Рис. 2.10).

щ 2.450е+002 ® 2.405е+002 2.360е+002 2.315е+002 2.271 е+002 2.226е+002 2.181е+002 2.136е+002

Й 2.091 е+002 2.047е+002 2.002е+002

Рис. 2.10. Распределение температур по поверхности крыла, К

Рассмотренные варианты обладают схожими величинами значений максимальных статических давлений (до 5%) и, соответственно, схожей подъёмной силой. Выбор наилучшего аэродинамического профиля осуществляется по максимальным значениям давления - выбираются наименьшие. Значения давлений, оптимальные для рассмотренных вариантов представлены в Таблице 4.

Таблица 4.

Наименее и наиболее нагруженные варианты

Режим М Н L

Наименее нагруженные А Б А

Наиболее нагруженные Е Д Б

Наименьшими значениями нагрузки обладает вариант А - трапециевидное крыло с прямой стреловидностью, со спрямлённым участком, с несимметричным аэродинамическим профилем.

Выводы

С помощью параметрического моделирования обтекания крыла и рассмотрения 12 различных вариантов конфигурации, при различных режимах полёта получены следующие результаты:

1. Разработаны модели крыльев с различным геометрическим обликом, учитывающие угол стреловидности, угол поперечного V и аэродинамический профиль.

2. Определены и проанализированы величины аэродинамических нагрузок, учитывающие возможность образования зон турбулентности для каждого рассмотренного варианта и расчётного случая - режима полёта.

3. Проанализировано изменение температуры на поверхности крыла в результате аэродинамического нагрева и установлено его незначительное влияние в силу малых величин.

4. Выбран рациональный вариант геометрии крыла, обладающий лучшими параметрами в части аэродинамического качества, подъёмной силой и, как следствие, наименее нагруженный. Крыло является трапециевидным, с прямой стреловидностью, со спрямленным участком, несимметричным аэродинамическим профилем углом стреловидности /=29°, углом поперечного V ^=+6°.

2.3 Влияние параметров математической модели и расчёта на определение

аэродинамических нагрузок

Исходные данные и постановка задачи

Для определения зависимостей выбрано стреловидное крыло со спрямлённым участком с несимметричным аэродинамическим профилем.

Основные элементы авиалайнера

Влияние основных элементов авиалайнера на аэродинамические нагрузки от скоростного напора исследовалось путём рассмотрения нескольких расчётных моделей: отдельной аэродинамической поверхности крыла (Рис. 2.11, а), крыла с мотогондолой двигателя, крепящейся на пилоне под ним (Рис. 2.11, б, в), целого авиалайнера (Рис. 2.11, г, д). Также учитывалось влияние диффузора и двухконтурности двигателя [273, 276].

а

в

д

Рис. 2.11. Варианты геометрических моделей: изолированное крыло (а); крыло с двигателем (б) с диффузором (в) и без (г), авиалайнер (д)

г

Учитывалась степень двухконтурности двигателя (моделировалось два контура истечения газа с тыльной поврхности), за основу был принят двигатель серии CFM56-7. При рассмотрении крыльев не учитывались элементы механизации крыла, которые изменяют геометрию профиля и позволяют уйти от негативных эффектов вихреобразования или отсрочить их появление для больших значений углов атаки [276-278].

Размеры расчётной области

Влияние размера расчётной области рассматривалось на нескольких вариантах, представленных на Рис. 2.12 и в Таблице 5.

1 —------- Я

Рис. 2.12. Вид расчётной области: 1 - расчётная область; 2 - тело в потоке

Таблица 5.

Габаритные размеры расчётной области, м

Рассматриваемый объект

Крыло Авиалайнер

Длина Ширина Высота Длина Ширина Высота

20 20 10 55 30 25

40 25 20 60 35 30

60 35 30 90 50 45

90 50 45 130 70 60

130 70 60 185 100 85

Размеры сетки конечных объемов

Рассмотренные варианты размеров сетки конечных объёмов на поверхности объектов исследований, представлены в Таблице 6 [273, 277].

Таблица 6.

Характерный размер сетки конечных объёмов на поверхности, м

Крыло 0,2 0,4 0,8 0,16

Авиалайнер, на крыле / объём 0,2 / 0,16 0,4 / 0,16 0,8 / 0,16 0,16 / 0,16

Крыло, деформированное в полёте

Проводилось сравнение деформированного в полёте крыла с

недеформированным (Рис. 2.13) при различных режимах полёта [283].

1

2 3

Рис. 2.13. Модели деформации крыла вид спереди (схематично), нагрузки: 1 - максимальные; 2 - крейсерский режим; 3 - собственный вес

Результаты и анализ расчётов

В результате проведенных расчетов получены распределения давлений по поверхности крыла и их значения, величины температуры вследствие аэродинамического нагрева, характер обтекания крыла воздушной средой и направления потока в окрестности поверхностей [273, 276-278, 281]. Основные элементы авиалайнера

На Рис. 2.14 представлены графики распределения давленияр (х) по

профилю крыла в среднем сечении при режиме М, где х - относительная координата точки профиля. Полная картина распределения давлений по профилю крыла в различных сечениях для рассмотренных вариантов и расчётных случаев представлена в Приложении П.5. Временные зависимости продолжительности расчёта рассмотренных вариантов и разбиения моделей на конечные объемы (КО) представлены в Таблице 7.

Таблица 7.

Время разбиения на конечные объемы и расчёта, с

Время Крыло

Изолир. с мотогондолой в составе авиалайнера

диффузор и двухконтурность двигателя

нет да нет да

Разбиения на КО 130 164 173 229 231

Расчёта при режиме М 3458 5977 6087 6515 6857

н 3596 7546 7799 8029 8118

L 3456 7014 6393 6847 7193

р, кПа

-- изолированое крыло; диффузор и двухконтурность с мотогондолой

двигателя:-- да;......- нет; авиалайнера-- да;.......- нет

Рис. 2.14. Распределения давления р (х ) по профилю крыла

при режиме M, кПа

Аэродинамические нагрузки и их распределение по крылу для режимов M, H, L с учётом влияния двигателя и фюзеляжа имеют схожий характер и результаты различаются не значительно: максимальное значение для изолированного крыла составляет 10%, для остальных 7,5%, кроме расположенного возле двигателя сечения I при режиме M для отдельно аэродинамической поверхности крыла. Рассмотренный режим является критическим и в данной зоне происходит срыв потока и образование завихрений (элементы механизации, которые изменяют площадь и форму поверхности, не рассматривались). При учёте двигателя, картина распределения давления меняется, данный эффект не происходит (Рис. 2.15), зона завихрений смещается к корневому сечению и фюзеляжу [273, 281].

а б

Рис. 2.15. Изолинии в сечении пилона: а - без двигателя; б - с двигателем

Характеристики двигателя, такие как диффузор и двухконтурность, влияющие на обтекание мотогандолы и параметры истекающего потока воздуха из двигателя, на величины давления на крыле влияют слабо, как для изолированного крыла (2%), так и всего авиалайнера (1,5%).

Аэродинамический нагрев в результате сопротивления воздуха для всех вариантов одинаков и составляет 20-40 °С, а нагрев от струи истекающего из двигателя газа незначителен и сосредоточен только в зоне пилонов (Рис. 2.16, 2.17). Общее температурное состояние крыла аналогично полученным ранее значениям. Температурные нагрузки от истекающего газа оказывают влияние на отклонённые секции закрылков. При крейсерском режиме полёта и убранных элементах механизации воздействие отсутствует.

щ 5.176е+002 ® 4.861е+002 4.545е+002 4.230е+002 3.914е+002 н 3.598е+002 3.283е+002 * 2 967е+002

| 2.652е+002 2.336е+002 2 021е+002

Рис. 2.16. Температурные поля на крыле от истекающего из двигателя газа, К

П5.176е+002 4.861 е+002 4.545е+002 4.230е+002 3.914е+002 -, 3.598е+002 Ч 3.283е+002 2.967е+002 м 2.652е+002 I 2,336е+002 ' 2.021 е+002

Рис. 2.17. Температурные поля на поверхности авиалайнера и истекающего из

двигателя газа (левый двигатель не показан), К

Размеры расчётной области

На Рис. 2.18, 2.19 представлены графики распределения давления р (X) по профилю крыла при рассмотрении отдельно аэродинамической поверхности

крыла и крыла в составе авиалайнера в среднем сечении, где х - относительная координата точки профиля. Полная картина распределения давлений по профилю крыла в различных сечениях для рассмотренных вариантов и расчётных случаев представлена в Приложении П.5. В Таблицах 8, 9 приведены временные зависимости продолжительности расчёта рассмотренных вариантов и разбиения моделей на конечные объемы [273, 276-278, 281].

н,кПа

ДхШхВ, м:-- 20х20х10;-- 40х25х20;......- 60х35х30;

- 90х50х45;.......- 130х70х60

Рис. 2.18. Распределения давления р (X) по профилю изолированного крыла, для различных габаритов расчётной области (м), кПа

р, кПа

ДхШхВ, м:-- 55х30х25;-- 60х35х30;......- 90х50х45;

- 130х70х60;.......- 185х100х85

Рис. 2.19. Распределения давления р(х) по профилю крыла в составе авиалайнера, для различных габаритов расчётной области (м), кПа

Временные зависимости для размеров расчётной области, изолированное

крыло, с

Тип задачи Размеры расчётной области, м

20х20х10 40х24х20 60х35х30 90х50х45 130х70х60

Разбиения модели 157 180 319 521 553

Расчёт 2398 2462 2536 2615 2894

Таблица 9.

Временные зависимости для размеров расчётной области, авиалайнер, с

Тип задачи Размеры расчётной области, м

55х30х25 60х35х30 90х50х45 130х70х60 185х100х85

Разбиения модели 166 246 313 374 425

Расчёт 4036 4375 4899 5290 6615

Для одной аэродинамической поверхности крыла влияние размеров расчётной области сказывается на значениях давления только в зоне передней кромки. Максимальное отличие в 12% наблюдается в концевом сечении, а в корневом оно минимально. Здесь и далее сравнение происходит между экстремальными значениями величин и приводится их отличие [273, 276].

Для наименьшей из расчётных областей на других участках крылах максимальное отличие составляет 9,8%, в то время как для остальных не более чем 4% и имеет одинаковый характер. В составе целого авиалайнера значительных отличий в значениях давления по передней кромке нет. Величины по нижним и верхним панелям крыла соответственно одинаковы для разных вариантов, для всех участков разброс не превышает 3%, кроме наименьшей по объёму расчётной области, для которой разброс составляет 4% [273]. Для рассмотренных вариантов при сравнении времени разбиения на конечные объемы и продолжительности расчёта различие составляет 1,5-2.

Размеры сетки конечных объемов

На Рис. 2.20, 2.21 представлены графики распределения давления р (X) по профилю крыла при рассмотрении отдельно аэродинамической поверхности

крыла и крыла в составе авиалайнера в среднем сечении, где х- относительная координата точки профиля. Полная картина распределения давлений по профилю крыла в различных сечениях для рассмотренных вариантов и расчётных случаев представлена в Приложении П.5. В Таблицах 10, 11 приведены временные зависимости продолжительности расчёта рассмотренных вариантов и разбиения моделей на конечные объемы [273].

р. к| |с1

-- 0,160;-- 0,08;......- 0,04; -- 0,02

Рис. 2.20. Распределения давления р (X) по профилю изолированного крыла, для различных размеров конечных объёмов (м), кПа

-- 0,160;-- 0,08;......- 0,04;-- 0,02

Рис. 2.21. Распределения давления р (X) по профилю крыла в составе

авиалайнера, для различных размеров конечных объёмов (м), кПа

Временные зависимости для размеров конечных объёмов, изолированное

крыло, с

Тип задачи Размер элемента сетки конечных объемов на поверхности объекта исследования, м

0,16 0,08 0,04 0,02

Разбиения модели 58 138 182 1882

Расчёт 504 1024 3384 14512

Таблица 11.

Временные зависимости для размеров конечных объёмов, авиалайнер, с

Тип задачи Размер элемента сетки конечных объемов на поверхности объекта исследования, м

0,16 0,08 0,04 0,02

Разбиения модели 78 196 314 1512

Расчёт 1816 5704 7657 19636

При варьировании размера сетки конечных объемов наблюдается схожий вид распределений давлений по крылу. При расчёте изолированного от авиалайнера крыла, видно, что разница между значениями давления для наибольшего размера ячейки сетки конечных объемов составляет до 5% и до 3% для остальных вариантов. В составе всей конструкции авиалайнера различие варианта с наибольшим размером ячейки в зоне концевого сечения по носовой части достигает 21,5%, а зона приложения максимальных аэродинамических нагрузок смещается по поверхности от передней кромки. Значения нагрузок по нижним и верхним панелям крыла для разных вариантов также совпадают, расхождения достигают 6% для наибольшего размера ячейки сетки и 4% для остальных вариантов. Размер конечного объёма на поверхности обтекаемого крыла пропорционален времени на подготовку (разбиения на конечные объемы) и расчёт: при уменьшении размера на поверхности крыла с 0,16 м до 0,02 м, продолжительность возрастает в 30 раз. При оценке времени разбиения и расчёта для конструкции целого авиалайнера увеличение составляет в 20 и 10 раз соответственно [273, 276-278, 281].

Деформированное от действия аэродинамических сил крыло

На Рис. 2.22 показаны графики распределения давления в среднем сечении для деформированного в полёте и недеформированного крыла при режиме М, где х - относительная координата точки профиля. Полная картина распределения давлений по профилю крыла в различных сечениях для рассмотренных вариантов и расчётных случаев представлена в Приложении П.5. Рассматривалась только изолированная поверхность [283].

р, кПз

Крыло-- недеформированное;-- деформированное

Рис. 2.22. Распределения давления р (X) по профилю крыла, кПа

В зоне от корневого сечения до сечения I перемещения минимальны либо отсутствуют (из-за максимальной длины хорды) - давления для деформированной и недеформированной поверхностей крыла идентичны.

Для режима М деформации в сечении I минимальны - 0,5-1%. Из-за крутки крыла и угла установки у корня в 3° наибольшее различие в давлениях наблюдается по передней кромке с наветренной стороны и составляет 1,5%. Схожий характер наблюдается у давлений в хвостовой и средней частях, где различие не более 0,5%. Разность в давлениях возрастает при увеличении деформации крыла, так в сечении II для носовой части значение достигает 3%, в том числе и по нижней обшивке, в сечении III, обладающим наибольшей деформацией, различие давлений достигает 7% в носовой части, с уменьшением до 0,5 к хвостовой. У деформированного крыла величина давления больше, но

более плавный характер, без острых пиков, сглаженные графики [273, 276-278, 281].

Для режима Н у деформированного крыла не происходит образования завихрений и срывов потока, за счёт чего значения давления ниже. В хвостовой части крыла, в сечении I различие составляет 5%, значение давления снижено, в том числе по нижней обшивке и нет повышенного давления, профиль ровный. Пик давления ниже на 10% в носовой части [283]. Для недеформированного крыла на верхней обшивке с наветренной стороны (сечение II) образуются завихрения, что обуславливает большие (на 9%) величины давления. Однако данного эффекта не возникает при деформации поверхности - график для деформированного крыла сглажен и равномерен.

При режиме L максимальное снижение давления - 19% в зоне носовых частей, увеличение - 3% в хвостовых частях, но суммарно давление ниже. Разница между значениями в средних частях не превышает 5%.

Наблюдается схожий характер обтекания потоком. Максимальное различие достигается в концевой части крыла и составляет 19,3%, в то время как в корневом сечении - 0,5-1% по носовой части. В свою очередь, в хвостовой части крыла при режимах Н и L наблюдаются различия из-за возникающих завихрений и срывов потока, рассмотрение и учёт которых без элементов механизации является неполным. Большая разница в нагрузках в концевой части крыла обусловлена максимальными перемещениями в данной области. По всей поверхности крыла различие в нагрузках составляет не более 4,5-5%. Таким образом, деформацией крыла при определении нагрузок на начальных этапах расчёта можно пренебречь [283].

Выводы

В результате параметрического моделирования процесса обтекания крыла с учётом влияния основных элементов авиалайнера установлено, что:

1. Различие между величинами аэродинамических нагрузок для изолированного крыла и в составе авиалайнера отличается не более чем на 10%.

2. При определении нагрузок на крыло рационально проводить расчет на изолированной поверхности крыла, что даст выигрыш по времени 15 - 20% при погрешности не более 7-10%.

3. Отличие нагрузок для деформированного в полёте крыла от недеформированного составляет не более 4,5-5%. После выбора КСС необходимо провести расчёты для корректировки с учётом аэроупругости.

4. Для получения результатов в кротчайшие сроки, либо проведения оценочных расчётов можно увеличить размеры конечных объемов и уменьшить габариты расчётной области, что позволит сократить временные затраты на подготовку и расчёт до 10 раз, с потерей в точности не более 10%.

2.4 Учёт влияния обледенения поверхности при определении нагрузок

Изменение конфигурации геометрии аэродинамического профиля в результате нарастания льда при полёте может негативно сказаться на эффективность его работы. Учёт и решение данной задачи при создании авиалайнера необходимо на этапе проектных расчётов для оценки степени влияния данного эффекта на величины нагрузок и последующее определение внутренней силовой конструкции [282].

Исходные данные

Рассматривался пассажирский авиалайнер со стреловидным крылом с размахом 35 м., несимметричным аэродинамическим профилем, со спрямлённым участком (Рис. 2.23).

а

V

\

б

в

Рис. 2.23. Модели: а - крыло; б - крыло с двигателем; в - авиалайнер

Расчёт проводился с помощью модуля FENSAP-ICE программного комплекса Ansys, в котором решаются осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса с применением метода конечных объемов - построена нерегулярная тэтраэдральная сетка. Введение на поверхности крыла слоёв призматических ячеек и дискретизации сетки позволяет учитывать поверхностные эффекты, градиенты потока и пограничный слой, а также минимизировать ошибки в данной области. Рассматривался стационарный режим (Steady). Обеспечивалась точность решения (критерий схождения)10-4.

Расчёт проводился для нескольких режимов полёта и углов атаки на различных высотах. Учитывалась возможность полёта как в водных (на 500 м), так и смешанных облаках (на 1000, 2000, 3000 м) со скоростями 139 и 167 м/с. Максимальное время обледенения составляло 600 с (с шагом 60 с). Воздух рассматривался как идеальный газ. Параметры атмосферы для указанной высоты выбраны по ГОСТ 4401-81 [282]. (Приложение П.5).

В облаках с одной фазой диаметр частиц принят 25 мкм. Для многофазных облаков параметры частиц представлены в Таблице 12.

Таблица 12.

Диаметры частиц для монофазного состояния (мкм)

Наименование Вариант диаметра d, мкм

А, Б В, Г Д, Е Ж, И

Капли 25 40 120 200

Кристаллы 20 100 150 200

Водность однофазной и многофазной среды представлены в

Таблицах 13 и 14 [282].

Таблица 13.

Водность однофазной среды, диаметр капель 25 мкм

Высота, м 500 1000 2000 3000

Водность, г/м3 1,08 0,9 0,73 0,6

Водность многофазной среды

Вариант расчёта Высота, м

водность среды, г/м3 1000 2000 3000

А водяные капли 0,32 0,27 0,22

кристаллы льда 0,14 0,12 0,1

Б водяные капли 0,14 0,12 0,1

кристаллы льда 0,32 0,27 0,22

В, Д, Ж водяные капли 0,26 0,24 0,21

кристаллы льда 0,11 0,1 0,09

Г, Е, И водяные капли 0,11 0,1 0,09

кристаллы льда 0,26 0,24 0,21

Проводился расчёт обледенения с различным диаметром частиц (распределению Ленгмюра) (Рис. 2.24) - частицы большего и меньшего диаметра от номинального в конце моделирования усреднялись по весу.

13 18 23 28 4 мкм Рис. 2.24. Доля (п) частиц диаметра в среде (распределение Ленгмюра): -- частицы;-- суммарная; • - диаметр

Общее количество расчётных случаев составляет 170 (с учётом различных углов атаки и характеристик среды) [282].

Математическая модель

Моделирование обтекания основывается на математических моделях, реализованных в программном комплексе Ansys FENSAP-ICE и включает в себя компоненты систем уравнений Навье - Стокса (2.1-2.18) в том числе уравнение неразрывности для сжимаемого потока (2.19), уравнение количества движения (2.20), уравнение энергии (2.21), которые дополняются уравнением

неразрывности (2.22) и уравнением сохранения количества движения (2.23), необходимыми при моделировании осаждения капель на поверхности [290].

др д , ч

д , л д , Л

~дг + д.+ ти) = 0' (220^

д д , л + + ^ + = 0' (2.21)

где /, ] - индексы компонентов единичного вектора, р - плотность воздуха, ? - время; Ху - единичный вектор, щ, и^ - компоненты вектора скорости воздуха;

- символ Кронекера, р - давление, т¿у - тензор напряжений, Е - полная энергия, - плотность теплового потока [290-292].

дан д —- + —

дг дХ]

+ = 0, (2.22)

(■ааи^иси) = аа ^ (1 - + ^^ (щ -и^, (2.23)

где аа - объемная доля водяных капель; , и^ - проекции скорости капли, ¥т - локальное число Фруда (2.24), ра - плотность капель в единичном объеме (2.25), д1 - проекция ускорения, характеризующего действие внешней силы, Са - коэффициент лобового сопротивления капли, зависящий от числа Рейнольдса (2.26), Иеа - число Рейнольдса, вычисленное по диаметру капли (2.27), Ка - внутренний параметр инерции (2.28) [290-292].

рг = -¡=, (2.24)

(тн2о)а Рн2о(Ун2о)а Ра =-у-=-у-= Рн2о"ч, (2.25)

24

Сй=—{1 + 0,15Яеа0,6В7), (2.26)

кей

р\и-иа\аа

Иеа =-, (2.27)

р

„ П28Л

где ит - средняя скорость капли, L - характерный размер расчётной области, д - ускорение свободного падения, (шЯ20)^ - масса частиц в единичном объеме

пространства, V - единичный объем, рн 0 - плотность воды, (Ун 0) - объем,

занимаемый частицами воды в единичном объеме пространства, - средний диаметр капли, р. -динамическая вязкость, иа - скорость капли. Для определения образования льда необходимо решить систему уравнений закона сохранения массы (2.29) и закона сохранения энергии (2.30) [292].

г(дЪ,Г д , г Л

Рг ( + СНГи] )\ = ™с1гор ~шеуар -т1се , (2.29)

ит

air V

рГсГ + ^Т (hfTfui)) = ™*гоР ^ Vl + сГ (тт + ^

^-evap^evap ^-iceis ^fusion)^^^- {j^oo ('Т^

adiabatic)> (23°)

где р? - плотность жидкости, hf - толщина жидкой пленки, uj - скорость движения пленки, mdrop - приток жидкости из внешнего потока (2.31), mevap и ™-ice - отток жидкости за счет испарения и образования льда, с? и ТГ - теплоемкость и температура жидкости, Тт - температура набегающего потока, С£1Г - теплоемкость воздуха, Levap - скрытая теплота парообразования воды, с1се - теплоемкость льда, LfUsion - скрытая теплота плавления льда, а - постоянная Больцмана, £ - степень черноты, стенки; ch - коэффициент теплоотдачи, Tadiabatic - температура адиабатной стенки.

™-dr0p = P(LWC)um, (2.31)

где LWC - содержание жидкой воды в невозмущенном потоке, Р - безразмерный коэффициент захвата капель (2.32):

(2.32)

где Лу0 - расстояние между соседними каплями в невозмущенном потоке; Л5 - расстояние между соседними каплями на поверхности ЛА [290-2926].

Результаты и анализ расчётов

В результате расчёта получены значения характеристик льда, образующегося на поверхности крыла (толщина, геометрическая форма, масса), а также характер обтекания обледеневшего крыла [282].

Зоны образования льда на крыле и авиалайнере, осуществляющем полёт на высоте 500 м через облако с однофазным составом, представлены на Рис. 2.25.

Рис. 2.25. Распределение льда, ■ - лёд: а - крыло; б - крыло с мотогондолой; в

- авиалайнер

На Рис. 2.25, а видно, что лёд покрывает большую площадь поверхности, чем на Рис. 2.25, б и 2.25, в - показана детальная и полная картина образовавшегося льда, учитывающая толщины порядка микрона, которыми можно пренебречь. Т.е. при рассмотрении отдельного агрегата, размеры которого меньше целого авиалайнера, необходимо оценить распределение подробнее. Видно, что нарастание льда происходит в зоне лобового контакта элементов авиалайнера с набегающим потоком воздуха - на передних кромка (носовые части фюзеляжа, крыла, оперения, мотогондолы). Лёд образуется на наветренной стороне с учётом угла атаки, осадков и метеоусловий при отсутствии противообледенительных систем (Рис. 2.26). При режиме М максимальная толщина льда не соответствует точному положению передней

б

в

кромки. Это обусловлено углом установки крыла в корневом сечении в +3°, а в концевом - 0°[282].

Рис. 2.26. Формы льда (увеличены) в зависимости от режима полёта и

метеоусловии:

- без манёвра;

осадки; ■ - крыло

взлёт;

Скорость нарастания льда рассмотренных вариантов с различным

диаметром частиц показана на Рис. 2.27.

- однофазное состояние;

Варианты:

- А;.......- Б;

- В;----- Г,

- Д;----- Е;

- Ж;

- И

Рис. 2.27. Масса льда в зависимости от времени обледенения, с

Скорость нарастания льда равномерна (зависимость прямолинейная) до момента времени в 1 мин. масса льда увеличивается медленно, а после возрастает. Стоит учитывать, что полёт с такой массой льда и в заданных условиях без противообледенительной системы невозможен. При расчётах комплекс мер направленный на противодействие обледенению не учитывался.

Сравнение массы льда при расчёте, учитывающем постоянный либо различный диаметр частиц, а также временные зависимости продолжительности расчётов для варианта А представлены в Таблице 15 [282].

Сравнение вариантов расчёта с постоянным и различным диаметрами частиц

Параметры Продолжительность обледенения, c

60 120 180 240 300 360 420 480 540 600

Масса, кг const 0,38 0,51 1,66 3,25 4,01 4,84 6,40 7,40 8,41 9,83

var 0,39 0,55 1,54 3,11 4,27 5,12 6,82 7,91 8,89 9,92

А, % 1,8 6,8 6,9 4,3 6,4 5,8 6,5 6,8 5,8 0,9

tp, c const 4300

var 25922

Примечания: tp - продолжительность расчёта, const - частицы одинокого диаметра, var - частицы разного диаметра, А - различие массы льда

На Рис. 2.28 представлены графики распределения давлений (р) по профилю крыла в среднем сечении от относительной координаты точки

(.х = х/е) для различного количества льда на крыле [282]. Полная картина распределения давлений по профилю крыла в различных сечениях представлена в Приложении П.5.

р, 1а

— - без льда;-- тонкая плёнка льда;-- «крупный» лёд

Рис. 2.28. Распределения давления р( х) по профилю крыла, кПа

Влияние тонкой плёнки льда на аэродинамические характеристики незначительно. Исключение составляет граница льда в центральной части крыла,

на которой возникают скачки давления. В остальных частях крыла, отличие между обледенелым и «чистым» крылом составляет 1-1,5%, либо графики полностью повторяют друг друга.

Для «крупного» льда отличия более значительны - по передней кромке график становится неравномерным с пилообразной формой на некоторых участках. Различия достигают 4-5%. Скачки величин давления наблюдаются как на границе льда, так и на его поверхности, что обусловлено его неравномерной структурой. В зонах, в которых лёд отсутствует графики полностью идентичны [282].

Выводы

На основе моделирования задачи внешней аэродинамики в условиях обледенения с различным фазовым составом при нескольких режимах полёта на высоте для всего авиалайнера и отдельных агрегатов получены следующие результаты:

1. Определены геометрические параметры льда (масса, толщина, геометрическая форма), образующегося на поверхности крыла.

2. Проанализирован характер обтекания обледенелого крыла и проведён анализ ухудшения аэродинамических характеристик по сравнению с крылом без льда.

3. Расчёт с усреднёнными по весу частицами (учёт различных диаметров) увеличивает точность решения на 5-7 % от расчёта с частицами постоянного среднего диаметра, но продолжительность возрастает в 6 раз.

4. Для выбора параметров внутренней силовой конструкции учёт изменения нагрузок в результате обледенения в размере 4-5% необходимо учитывать.

2.5 Выводы к главе 2

На основе параметрического моделирования задачи внешней аэродинамики для крыла авиалайнера, в рамках разрабатываемой методики, получены следующие результаты:

1. Из двенадцати вариантов конфигурации крыла выбран рациональный геометрический облик, обладающий лучшей подъёмной силой, аэродинамическим качеством и равномерно нагруженный. Крыло является трапециевидным, со спрямленным участком, несимметричным аэродинамическим профилем, углом стреловидности /=29°, углом поперечного V ^=+6°.

2. Для выбранного геометрического облика крыла определены величины аэродинамических нагрузок, учитывающие возможность образования зон турбулентности, распределение температур в результате аэродинамического нагрева, характер обтекания тела воздушным потоком.

3. Рассмотрено влияние основных элементов авиалайнера, а также характеристик модели и параметров расчёта на величины и продолжительность определения нагрузок на конструкцию для этапа проектных расчётов.

4. Установлено, что определение нагрузок с последующим применением в расчётах рационально проводить на изолированной поверхности крыла, что даст выигрыш по времени 15-20% при погрешности не более 7-10%. Различие между величинами аэродинамических нагрузок для изолированного крыла и в составе авиалайнера отличаются не более, чем на 10%.

5. Отличие нагрузок для деформированного в полёте крыла от недеформированного составляет не более 4,5-5%. На начальных этапах расчёта ими можно пренебречь, однако после выбора КСС необходимо провести расчёты для корректировки с учётом аэроупругости.

6. Для получения результатов в кротчайшие сроки, либо проведения оценочных расчётов можно увеличить размеры конечных объёмов (загрубить сетку) и уменьшения габариты расчётной области. Это позволит сократить

временные затраты на подготовку и расчёт до 10 раз, с потерей в точности не более 10%, при этом больший вклад вносит размер сетки конечных объёмов.

7. Рассмотрено влияние эффектов обледенения на величины и продолжительность определения нагрузок на конструкцию для этапа проектных расчётов. Проанализирован характер обтекания обледенелого крыла и проведён анализ ухудшения аэродинамических характеристик по сравнению с крылом без льда. Установлено, что влияние данного эффекта составляет до 4-5% и его необходимо учесть при выборе КСС.

8. Полученные величины нагрузок для рассмотренных режимов полёта будут использоваться в дальнейших расчётах при выборе параметров силовой конструкции крыла и отдельных элементов из ПКМ.

9. Обобщённые рекомендации по выбору параметров силовой конструкции изложены в Приложении П.6.

ГЛАВА 3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ КРЫЛА ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ

МАТЕРИАЛОВ

КСС крыла состоит из тонкостенных продольных (лонжероны, стрингеры) и поперечных (нервюры) силовых элементов, а также обшивок или панелей, образующих теоретический контур и внешний облик конструкции.

Выбран кессонный тип крыла, особенностью которого является равномерное распределение материала по сечению, предел прочности элементов силового набора одинаковый, но в большей степени нагрузку воспринимают панели с интегрированными стрингерами [293-296].

3.1 Выбор параметров конструктивно-силовой схемы

Определялись основные параметры конструктивно-силовой схемы -расположение элементов, шаг и направление установки.

Исходные данные и постановка задачи

В качестве объекта использована геометрия крыла, полученная в главе 2 -трапециевидное крыло, с прямой стреловидностью, со спрямленным участком, несимметричным аэродинамическим профилем углом стреловидности /=29° по передней кромке и углом поперечного V ^=+6°.

Элементы КСС рассматривались плоскими (поверхности) и были сгруппированы: обшивки, продольные и поперечные силовые элементы с заданием соответствующих каждой группе толщин и систем координат, необходимых для анизотропных материалов (углепластика) [294]. В качестве нагрузок использовались значения давления от набегающего потока, полученные в главе 2 (Рис. 3.1). Рассматривалось три режима М, Н, L.

В корневом сечении крыло жёстко зафиксировано - ограничено в перемещениях и поворотах относительно всех осей. В расчёте не учитывается

центроплан, с которым стыкуется корневая нервюра и узлы навески крыла. Выбор данной схемы расчёта позволяет учесть отброшенные элементы.

Выбор рационального варианта проводился на основе анализа напряжённо-деформированного состояния, осуществляемого в программном комплексе Ansys с помощью модуля Static structural методом конечных элементов [293-296].

Рис. 3.1. Распределённое давление по поверхности крыла

Материал

При расчёте КСС основным конструктивным материалом принят углепластик на основе однонаправленной ленты, характеристики которого приведены в Приложении П.7. Рассчитывались характеристики пакета.

Варианты конструктивно-силовой схемы

Варьировались расположения элементов, шаг и направление установки нервюр, лонжеронов, стрингеров (Таблица 16) [293-296]. Рассмотренные варианты представлены в Приложении П.8.

Таблица 16.

Варьируемые параметры КСС крыла

Элемент Варианты

Лонжероны шаг, % хорды (передний/задний) 20/70 30/60 25/65 20/60 30/70

Нервюры шаг, % САХ 20 30 40

Нервюры направление По полёту Перпенд. заднему лонж.

Стрингеры шаг, м 0,12 0,16 0,2

Примечание: САХ - средняя аэродинамическая хорда крыла

Результаты и анализ расчётов

Рассмотрено напряжённо-деформированное состояние и определены значения прогибов (Рис. 3.2) конструкции от воздействия аэродинамической нагрузки, а также массы рассмотренных вариантов, напряжения в элементах конструкции. Значение величин представлено в Приложении П.8 [293-296].

В 0,56302

0,5228 0,48255 0,44237 0,40215 — 0,36194 0,32172 0,28151 0,24129 0,20108 0.16086

И— 0,12065 0,080431 0.040215 0

Рис. 3.2. Прогиба крыла, м: 1 - деформированное состояние; 2 - недеформированное состояние

На Рис. 3.3 показаны действующие нормальные напряжения. Из анализа результатов расчёта установлено, что минимальный коэффициент запаса по прочности из всех рассмотренных вариантов не превышает 1,8 [293]. Таким образом, заданные значения толщин стенок элементов могут и должны быть уменьшены при последующей оптимизации, однако необходимо учитывать нагрузки от элементов механизации и двигателя, вес топлива.

■

У

9,61е7

7,58е7

6,08е7

4,78е7

3,39е7

1,29е7

2,30с6

-3,31е6

-1,61е7

-2,89е7

-4,18с7

-5,46е6

-6,00е7

-7,09е7

-9,19е7

а б

Рис. 3.3. Распределение нормальных напряжений, Па, вдоль оси X (сонаправленой с передним лонжероном) в верхней обшивке (а) в конструкции (б)

В результате действия аэродинамической нагрузки максимальные перемещения возникают в концевой части крыла, а в корневом сечении, которое является наиболее широким, незначительны, либо отсутствуют. Следовательно, рациональным положением установки двигателя на крыле является область перехода от спрямлённого участка на стреловидную, либо вся зона спрямлённого участка [293-296].

Видна совместная работа элементов КСС - поперечные и продольные силовые элементы подкрепляют обшивку, тем самым разгружая её. При этом, стоит учитывать, что представленная картина распределения напряжений в глобальной системе координат является в большей мере справочной, т.к. для конструкций из ПКМ, из-за выраженной анизотропии, необходимо рассматривать отдельно каждый элемент, со своей локальной системой координат, относящейся к направлению выкладки слоёв.

В виду большого количества вариаций (90 вариантов при трёх режимах полёта) выбор рационального проводился с помощью области Парето. Было составлено распределение величин по двум критериям (массе и прогибу), показанное на Рис. 3.4 (для самого нагруженного).

1 1,02 1,04 1,06 1,08 1,1 1,12 1,14 1,16 1,18 1,2

Масса

Рис. 3.4. Распределение массы и прогиба в относительных единицах для

различных вариантов КСС крыла

Множество недоминирующих альтернатив (множество Парето) состоит из четырнадцати вариантов. Выбор оптимального может быть осуществлён как с помощью дополнительных критериев, таких как технологичность, стоимость, ресурс либо с помощью определения кратчайшего расстояния до идеального центра (гипотетический наилучший вариант, у которого координаты соответствуют наименьшим значениям) [293-296].

Расстояние до ИЦ определяется по формуле (3.1) [293]:

к = К -ш)2 + („ -)2 , (3Л)

ш2 d2

ср ср

где шиц - значения массы ИЦ, dиц - прогиба ИЦ, ш. - значения массы варианта, di - значения прогиба варианта, шср - средние значения массы, dр? - средние

значения массы и прогиба.

В результате установлено, что наименьшее расстояние до ИЦ у варианта 33 (Таблица 17) [293-296].

Таблица 17.

Значения геометрических параметров КСС выбранного крыла

Лонжерон передний % хорды Лонжерон задний % хорды Шаг нервюр, % САХ Нервюры направление Шаг стрингеров, мм

20 70 40 перпендикулярно 200

Выводы

1. На основе проведённых параметрических расчётов девяноста вариантов КСС схем при трёх режимах полёта определен рациональный шаг установки нервюр, стрингеров, лонжеронов.

2. На основе анализа результатов выбрана КСС, в которой расстояние установки переднего и заднего лонжерона составляет 20 и 70 % хорды, шаг нервюр - 40 % САХ, шаг стрингеров - 0,2 м, а направление установки нервюр перпендикулярно заднему лонжерону.

3.2 Выбор геометрической формы силового элемента

Как правило, силовые элементы имеют стандартную форму, которая зависит и учитывает работу конструкции под нагрузкой и воспринимаемые ей силы. Также стоит учитывать весовую эффективность каждого вида формы, возможность её изготовления и цену [293-296].

Исходные данные и постановка задачи

Выбор формы проводился для стрингера. Рассматривалось пять вариантов форм стрингеров - уголок, тавр, двутавр, квадрат и трапеция. Толщины стенок и полок для сечений, а также габаритные сечения были выбраны из условия равнопрочности (Рис. 3.5). Легкий заполнитель рассматривался для обеспечения изгибной жёсткости и предотвращения потери устойчивости тонких стенок.

Рис. 3.5. Формы сечений: а - уголок; б - тавр; в - двутавр; г - квадрат с лёгким

заполнителем; д - трапеция с лёгким заполнителем

Материал

При определении формы рассматривалось несколько конструкционных материалов: углепластик, стеклопластик, а также алюминиевый сплав для сравнения. Также учитывалась возможность применения лёгкого вспененного материала заполнителя - пенопласта. Характеристики материалов представлены в Приложении П.7.

Схема расчёта

Расчёт проводился в программном комплексе Ansys, методом конечных элементов. На Рис. 3.6, а представлена схема расчёта, которая выбрана для оценки прочностных характеристик различных стрингеров. Стрингеры моделировались плоскими, с упрощённой геометрией, исключёнными скруглениями. Для учёта свойств КМ для отдельных элементов задавались свои локальные системы координат (Рис. 3.6, б).

д=500 Н/м2; 1=1500 мм