CC BY
217
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц^И
Том ХХИ 1991 N5
УДК 629.735.33.015.4 : 533.6.013.42 681.3.06 : 629.7.01
КОМПЛЕКС ПРОГРАММ АЭРОПРОЧНОСТНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА «АРГОН»
A. В. Гудилин, Д. Д. Евсеев, Ф. З. Ишмуратов, Е. К. Липин, В. Н. Маркин,
B. А. Мосунов, И. М. -Пантелеев, С. В. Сотников, В. Е. Теняева,
А. С. Тимонин, В. В. Чедрик
Описан комплекс программ коллективного пользования, позволяющий осуществлять расчетное сопровождение проекта в цикле аэропрочностного про-. ектйрования самолета. Комплекс программ включает расчеты аэродинамических и аэроупругих характеристик, нагрузок, напряженно-деформированного состояния и проектирование конструкции планера ЛА из металлических и композитных материалов по условиям прочности, жесткости и ресурса. Для оперативного решения задач предварительного проектирования используются расчетные модели двух уровней — континуальная модель метода заданных форм и дискретная модель метода конечных элементов. Модель первого уровня позволяет проводить широкне параметрические исследования и готовить нсходные данные по распределению материала и нагрузок для детального проектирования конструкций на модели второго уровня. Операцией редуцирования матрицы жесткости данные модели связываются между собой в цикле аэропрочностного проектирования. Даны примеры применения комплекса к проектированию маневренных самолетов.
Успешная разработка современного маневренного самолета с широким применением в силовых конструкциях композиционных материалов (КМ), с использованием активной автоматизированной системы дистанционного управления возможна лишь с привлечением интегрированных методов аэропрочностного проектирования [1, 2]. Данный подход реализуется в комплексе программ «АРГОН», предназначенном для оперативного решения задач предварительного проектирования тонкостенных авиационных конструкций планера ЛА и его агрегатов из металлических и композиционных материалов по условиям прочности, жесткости и ресурса при обеспечении устойчивости и управляемости, некоторых аэродинамических и аэроупругих характеристик.
Комплексное решение указанных задач позволяет увеличить объем расчетных исследований уже на этапе предварительного проектирования, способствует повышению весового, аэродинамического и конструктивн^о совершенства планера ЛА.
Назначение комплекса. В цикле аэропрочностного проектирования (рис. 1) на основе общих и исходных данных и расчетных упруго-массовых моделей двух уровней осуществляется сопровождение разрабатываемого проекта, включающее:
Исходные данные;
йдлик
Область эксплуатации
Су=еою±
Н
"/////////"— Органыуяравления, материалы, ограничения и т.п
Оаечет напряженно-деформирооаннага
состояния Модель .Его уроВня
Валка Пластина 11одель Л-го уровня
Элементы
мкз ^ О
Расчет нагрузок :
Аэродинамическая подель
Упруг о-/"1ассовая подель
Парапетрь/ маневра. (и, 0)
Оптимизация по прочности., местности, ресурсу
1 Г
Критерии
Расчет х-к аэроупругости
Рациональный
Вариант конструкции
Рис. I
— расчет аэродинамических характеристик ЛА в линеаризованной постановке с использованием асимптотических решений в локальных зонах течения вблизи передних кромок несущих поверхностей, что позволяет с хорошей точностью получать значения реально действующих подсасывающих сил и волнового сопротивления;
— расчет характеристик статической аэроупругости, включая определение запасов по дивергенции и реверсу органов управления;
— расчет нагрузок с учетом влияния упругости конструкции в полетных и посадочных случаях нагружения;
— расчет маневренных нагрузок;
— корректировку структуры и параметров системы управления самолета с учетом требований по снижению нагрузок;
— формирование расчетных случаев нагружения по заданным предельным параметрам маневра или в соответствии с нормативными требованиями;
— определение экстремальных случаев нагружения по максимальным эквивалентным напряжениям в конструктивных элементах, общим деформациям и массе материала;
— формирование ограничений на максимальную маневренную перегрузку по результатам анализа нагруженности конструкции;
— расчет напряженно-деформированного
анализ силовой конструкции и численную оптимизацию распределения материала конструкции из металлических и композиционных материалов по условиям прочности, жесткости и ресурса;
— формирование матриц аэродинамической жесткости и демпфирования в квазистационарной постановке, расчет собственных частот и форм колебаний и определение критической скорости флаттера;
расчет амплитудно-фазовых и частотных характеристик (АФЧХ) от органов управления и сосредоточенных сил;
— формирование динамической схемы упругого ЛА для решения задач аэроупругой устойчивости ЛА с системой управления.
Исходные данные. В качестве исходных данных для моделирования аэродинамических, упруго-массовых и жесткостных характеристик планера ЛА используются:
— общий вид ЛА;
— профили в двух и более сечениях для каждой несущей поверхности, типовые поперечные сечения фюзеляжа;
— конструктивно-силовая схема (расположение лонжеронов, нервюр, балок, силовых шпангоутов, узлов навески управляющих поверхностей и крепления агрегатов);
— перечень конструкционных материалов и их физико-механические характерстики;
— допускаемые по прочности и ресурсу напряжения в конструктивных элементах;
— ограничения на прогибы и углы поворота, задаваемые требованиями жесткости и эксплуатации;
— конструктивно-техно/ эгические ограничения;
— весовая сводка ЛА;
— предельные параметры маневра;
структура системы управления или сведения о функциональном назначении органов управления;
— значения посадочной скорости, углов атаки и отклонения механизации, усилий, приходящих на узлы крепления шасси к ЛА.
Методическое сопровождение. Расчет аэродинамических характеристик ЛА и нагрузок на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета выполняется в линеаризованной квазистационарной постановке на основе решения дифференциального уравнения для потенциала возмущенной скорости:
Это решение строится численно методом суперпозиции особенностей. При расчете ЛА моделируется тонкими профилированными слабо изогнутыми поверхностями, произвольно расположенными в пространстве (рис. 2). Эти поверхности разбиваются на большое количество панелей, по которым распространяются вихревые особенности постоянной интенсивности. Потенциал возмущенной скорости такого распределения особенностей записывается следующим образом [3]:
ш _-ЦС 1___*(— +—1
3)у(,_ 5). + р2[(у_ '1)2 + г2] [(у _ '1)2 + г2] 33 [(у— '1)2+ *]
М<1;
г<11<1ц
,2
Далее, используя аналитические выражения для потенциала и возмущенных скоростей [4], проводят расчет составляющих возмущенной скорости, индуцируемых каждой панелью в контрольных точках. Эти нор-
\ У V У t;
А
мальные скорости образуют аэродинамическую матрицу влияния А, с помощью которой могут быть получены значения перепадов давления Др,-:
где а вектор местных углов атаки панелей. Давление на каждой панели принимается постоянным.
Сдельно рассматривается область вблизи передних кромок крыльев. Предполагается, что местные углы наклона поверхности ЛА к вектору набегающего потока малы везде, кроме окрестности передних кромок крыла. Предполагается также, что относительный радиус затупления профилей, составляющих крыло, f с 1 (здесь f = r/Ь, Ь — хорда крыла).
В соответствии с этим поле течения около ЛА делится на две области: внешнюю, включающую почти всю область течения за исключением окрестности передней кромки крыла, и внутреннюю — область вблизи передней кромки .[5] .
Внешнее течение рассчитывается с помощью панельного метода (3]. При сверхзвуковых скоростях для дозвуковой передней кромки решение внутренней задачи сводится к расчету двухмерного дозвукового обтекания нЬска профиля в каждом сечении, перпендикулярном передней кромке крыла. Такой расчет проводится на основе известного аналитического решения, полученного методом Релея — Янсена, для распределения скорости по поверхности параболического цилиндра, обтекаемого дозвуковым потоком газа [6] . Давление на поверхности крыла в окрестности передней кромки выражается с помощью уравнения Бернулли для изоэнтропического течения, где относительная скорость на поверхности крыла рассматривается следующим образом: и2 = q2 cos2 х + t2^ Здесь t — тангенциальная к передней кромке составляющая скорости, определяемая по панельному методу. Значения скоростей отнесены к скорости набегающего потока. . Для сверхзвуковой передней кромки, так же как и для дозвуковой, предполагается, что обтекание носка профиля в сечении нормальном к передней кромке можно считать двухмерным.
Решение внутренней задачи при сверхзвуковой кромке сводится к расчету сверхзвукового обтекания носка профиля в каждом сечении,
= A 'a,
перпендикулярном передней кромке крыла. Такой расчет проводится на основе правила Ригельса, в соответствии с которым с удовлетворительной степенью точности давление на поверхность профиля можно представить в виде Ср = f(M„, 8Я). Функция f(M„, 8Я) определена расчетным образом с помощью метода, реализующего численное интегрирование уравнений Эйлера для параболического цилиндра, и затабулирована.
Давление на поверхности крыла в окрестности передней кромки рассчитывается следующим образом: Ср = cos2x-f(M„, 6„).
Волновое сопротивление крыла определяется интегрированием давления по поверхности крыла. При дозвуковых скоростях профилировка крыла, а главным образом степень затупления передней кромки крыла, оказывает большое влияние на величину подсасывающих сил. Предполагается, что сопротивление ЛА можно представить как сумму значений сжо, индуктивного сопротивления (связанного с углом атаки) и подсасывающих сил, приложенных к передним кромкам крыла. Индукционное сопротивление рассчитывается с помощью панельного метода, при этом определяется теоретическое распределение погонной подсасывающей силы (т. е. случай полной реализации подсасывающих сил) по размаху крыла c<(z):
Ct(z) = - 2ne\z)a- (М cos x)z
e(z) = AcP/4a^x/b(z) cosx ,
где х — расстояние от передней кромки, b(z) — местная хорда. Величины подсасывающих сил, реализующихся на передних кромках, определяются интегрированием по размаху крыла:
//2
епл = 2/5 I V(z}c,(z) Ь(г) dz,
о
I — размах крыла, S — характерная площадь.
Степень реализации подсасывающих сил V(z) рассчитывается как функция V(z) = f (М, Ct(z), хе(г), Re) с помощью полуэмпирического метода [7].
Цикл аэропрочностного проектирования реализован на расчетных моделях двух уровней. На первом уровне используется дискретно-континуальная модель метода заданных форм, на втором — дискретная модель метода конечных элементов. Существенно меньшая размерность разрешающих уравнений в модели упругого поведения конструкции первого уровня позволяет оперативно организовать многодисциплинарное сопровождение проекта.
Летательный аппарат в упруго-массовой расчетной схеме модели первого уровня представляется совокупностью агрегатов (рис. 3,а), соединенных с помощью пружин, ограничивающих взаимные вертикальные и угловые перемещения. Деформированное состояние описывается суммой заданных форм перемещений в виде полиномиальных функций на всей области, занимаемой агрегатом. В каждом агрегате могут быть объединены конструктивные элементы типа (рис. 3, б): изотропной, стрингерной (ортотропйой)
балок, работающих одновременно, либо раздельно на изгиб и кручение [8, 9]. Для решения динамических задач аэррупругости используются матрицы обобщенной жесткости G и обобщенных масс С метода заданных форм. Решение задач статической аэроупругости, а также определение внешних аэродинамических и инерционных нагрузок ведется в физических координатах методом коэффициентов влияния [10].
Набор конструктивных элементов
Изотропная пластина
Ортотропная панмь
Панель КМ
Монослои
Вилка-изгиб (Е1)
¿>алка-уучение
Рис. 3
Балка-изгиО+кручение
О)
При этом матрицы кОЭффициентов упругого влияния и С^ определяются с помощью следующих преобразований:
С^ = ^ — Хт — прогиб — сила; = — угол — сила.
Здесь Х матрица форм, или матрица перехода от обобщенных координат к физическим, а матрица У получается из матрицы Х дифференцированием по координате х:
у = д~х.
дх
Таким образом, удается использовать преимущества метода заданных форм и метода коэффициентов влияния. Векторы обобщенных сил Q и обобщенных координат V связаны с внешними силами / и перемещениями № следующими соотношениями: 0 = ХЧ. № = Хи.
Внешние нагрузки могут передаваться на узлы конечно-элементной схемы либо в виде поля давлений, либо в виде сосредоточенных сил или смешанно: аэродинамические нагрузки в виде поля давлений, а массовые в виде сосредоточенных сил.
При расчете НДС в расчетных случаях нагруженияс помощью модели первого уровня для определения деформаций используются обобщенные координаты:
Для решения динамических задач аэроупругости в потоке воздуха вначале формируются матрицы аэродинамической жесткости В и демпфирования D в обобщенных координатах метода многочленов:
где V = аМ.
Расчет на флаттер выполняется в канонических обобщенных координатах, соответствующих движению по формам собственных колебаний упругой конструкции вне потока: д = Кы.
Столбцы Ус матрицы V состоят из собственных векторов самосопряженного уравнения:
-ш?СК + GV; = О, ¿^ 1,2,----п.
Причем рассматриваются собственные векторы, соответствующие первым низшим собственным частотам ю;. '
Используя замену обобщенных координат д = Кы и преобразуя матрицы G, С, В, D к виду
GK = VTGV,
получаем уравнение флаттера в канонических координатах
(Я2Ск+^Ок+г;2Вк+ 0к)д = 0.
По годографу корней данного уравнения X¡ = б; + /ю; (в зависимости от скорости потока) определяется критическая скорость и частота флаттера. Критерием появления флаттера является условие б; ^ О при ю; > О. Для решения ряда задач динамической аэроупругости формируется динамическая схема уравнения движения упругого управляемого ЛА с учетом внешних воздействий. В качестве управляющего воздействия используются относительные углы отклонения рулевых поверхностей б;
с Зю<'>
6Р = "ОТ
Эш<2>
дп
где до(|), ад(2) — смещения рулевой и базовой упругих поверхностей; Я — нормаль к оси вращения руля; Хого — координаты расположения пружины на вращение, моделирующей жесткость проводки управления.
В этом случае преобразование д = Кы выполняется только для части координат, описывающих конструкцию с жестко зажатыми рулями: При формировании уравнений движения дискретные координаты бр' описывающие отклонения рулевых поверхностей, в явном виде остаются в векторе обобщенных координат. Это позволяет ввести в уравнения движения воздействия от штоков силовых приводов системы управления. Воздействия от сосредоточенных сил и воздушного, порыва (в квазистационарном
случае) учитываются обычным образом. Получаемые уравнения движения в матрично-векторной форме имеют вид:
ск£ + (иОк + о*) Я + (и2вк+с„) д = Я6ШТ + ИрЩ +
где D* —матрица конструкционного демпфирования; 6шт—вектор отклонения штоков силовых приводов; р({) — вектор внешних сосредоточенных сил (например, при посадке, при разделении модулей и т. п.)* № — интенсивность воздушного порыва; Р, F, — соответствующие матрицы эффективностей воздействий по обобщенным координатам.
Данные уравнения движения используются при исследованиях: аэроупруГой устойчивости с системой управления; эффективности активных систем управления; динамического нагружения при посадке, расцепки модулей ЛА, воздействии воздушного порыва с учетом и без учета функционирования системы управления.
Расчетные и посадочные случаи нагружения формируются в соответствии с требованиями норм летной годности ЕНЛГС. Кроме этого, имеется возможность расчета нагружения ЛА в процессе неустановившихся маневров, при воздействии нормированного порыва воздуха и отказе д^игателя. Расчет маневров выполняется с помощью интегрирования (методом Рунге — Кутта) дифференциальных уравнений, описывающих изменение в процессе маневра параметров движения и работу системы управления. В расчетах не учитывается изменение высоты и скорости полета; предполагается, что угол наклона траектории не меняется в процессе маневра и равен 0. На основании полученных параметров движения и углов отклонения органов управления происходит расчет нагрузок в рамках принятой математической модели самолета.
В основу управляющих воздействий, задаваемых при расчетах, положены требования ЕНЛГС для маневра в вертикальной плоскости, маневра рыскания и пространственного маневра. Кроме этих маневров предусмотрена возможность расчета других типов маневров при произвольном отклонении рычагов управления (отклонения моделируются прямоугольными импульсами). Форма порыва неспокойного воздуха принята согласно ЕНЛГС.
Значение исходной нормальной перегрузки (а для маневра в вертикальной плоскости и значение заданной перегрузки) может варьироваться в диапазоне принятых значений эксплуатационной перегрузки.
На ранних стадиях проектирования высокоавтоматизированных маневренных самолетов расчет нагрузок может быть выполнен для условных квазистатических случаев нагружения, характеризующихся определенными сочетаниями предельных параметров маневра (ППМ) — боковой и нормальной перегрузок, угловых скоростей, угловых ускорений, числа М и скоростного напора, которые могут быть реализованы при нормальной эксплуатации самолета (рис. 4).
Обоснованность такого подхода к нормированию маневренных нагрузок вытекает из высокого уровня автоматизации управления перспективных самолетов, что позволяет обеспечить в эксплуатации непревышение заданных значений предельных параметров маневра. Расчет нагрузок предусмотрен при следующих сочетаниях параметров: Пу + пг,
Пу + Ых, Пу + Ых, Пу + Ых + Ых, Пу + (Лг, Пу + Ыу, Пу + Пг + Ыу и др.
Экстремальные случаи нагружения определяются как случаи, при которых в силовых элементах конструкции с выбранными жесткостными и массовыми характеристиками, удовлетворяющими требованиям прочности, жесткости и ресурса для всего спектра нагрузок, возникают по принятой теории прочности эквивалентные напряжения, равные допускаемым. Экстремальные случаи нагружения могут быть также определены по максимальному значению массы силового материала для элемента, необходимой для обеспечения требований прочности и жесткости в каждом
раСЧетНОМ случае нагружения. При ограничениях.на перемещения и углы П0в0р0та экстремальные случаи нагружения определяют^ по максимальным 0бщим деформациям при условии выполнения ограничений по про4-ности.
В том случае, если расчетными принимают случаи полета на дозвуковых скоростях, ограничение на максимальную маневренную перегруЗКу Для «сверхзвуковых» случаев нагружения определяется как минимальное значение перегрузки, полученное на этих режимах нагружения по условиям равенства в принятых расчетных- сечениях конструкции максимальных эквивалентных напряжений, либо массы сил°в°г° материала участков единичной ширины, соответствующих этим сечениям.
Требования ресурса обеспечиваются подбором в критических точках конструкции допускаемых по ресурсу напряжений, которые ис.пользуются в качестве ограничений в цикле аэропрочностного проектирования при оп-тими3ации распределения силового материала по рекуррентной формуле алгоритма равнопрочности (Л(л+0 = Л(л) о(л)/одоп). Расчет ресурса проводится по линейной гипотезе суммирования усталостных повреждений (! ni/Ni = 1), где в качестве исходных данных используются интегральная повторяемость напряжений (перегрузок) и кривая выносливости материала конструктивных элементов.
Расчет напряженно-деформированного состояния на упругой модели первого уровня производится по результатам определения обобщенных перемещений при заданных формах перемещений ф* = хР*.гч* из решения уравнений аэроупругого равновесия ЛА
Gv = р, V = G-1Q.
При этом напряжения в силовых элементах конструкции агрегатов ЛА определяются по формулам технической теории пластин через функции поперечных прогибов, задаваемых в форме т(х, z) = 2о*хРк г4*-.
__Ег" {д*уо , а2ш\
»(1-и.О + 177' Т" =
а
дхдг
агш
В качестве проектных параметров при оптимизации распределения силового материала на модели первого уровня принимается толщина обшивки, приведенная толщина подкрепляющего набора, толщина полки силового элемента, жесткости балок на изгиб и кручение, связанные с площадью поперечного сечения параметром формы а. (£/ = аИ). Задача оптимизации по условиям прочности и ресурса в случае металлической кон' струкции решается по критерию равнопрочности, а при оптимизации по условиям прочности И жесткости может решаться методами критериев оптимальности на минимум массы материала силовой конструкции при ограничениях на напряжения (о ^ ОдОП) и обобщенные перемещения (г ^ ^ Гдоп) [11] . В случае композиционных материалов (КМ) проектными переменными являются толщины (б,) и углы ориентации (8,) мон^^оев, образующих пакет КМ в силовых панелях конструкции. Потребные толщины пакета КМ определяются в итерационной процедуре удовлетворения критерию равнопрочности б,("+|) == ф"'^"', где ч«"' — коэффициент перегруженности, определенный по критерию Хилла с учетом вклада каждой компоненты напряжений и различных пределов прочности при растяжении — сжатии вдоль и поперек волокна монослоя. Сравнение на рис. 5 по компонентам напряжений -11 многослойном пакете КМ обшивки силового кессона крыла, определенных по модели первого уровня, с результатами расчета, методом конечных элементов показывает хорошую адекватность расчетной модели первого уровня в случае анизотропных материалов.
Для детальной проработки проекта формируется расчетная модель ЛА второго уровня на базе метода конечных элементов. Используя обширный набор одно- и двухмерных прямолинейных и криволинейных си-рендиповых изопараметрических конечных элементов (рис. 6) от первой до кубической степени аппроксимации, возможно построить структурную модель достаточно полно отражающую особенности конструктивно-силовой схемы конструкции.
- тЗель Тги уро1ня
о "'КЗ
Рис. 5
Расчетная схема МК.1
Библиотека нонечньи алиментов
// ЬЬО, о
Рис. 6
Расчет по МКЭ включает определение НДС и оптимизацию распределения силового материала в конструктивных элементах по условиям прочности и жесткости с использованием критерия равнопроч-ности, методов нелинейного программирования и, в частности, метода критериев оптимальности, что существенно расширяет возможность аэропрочностного расчета (12, 13].
В подсистему детальной ■ проработки включены программы расчета и оптимизации конструкции, подготовки и контроля исходных данных, обработки и представления результатов.
В качестве конструкционных материалов используется изотропный материал и ортотропный, позволяющий сформировать в расчетной модели композиционныи пакет. Сравнение результатов расчета и эксперимента по относительным линейными деформациям в композиционной обшивке комбинированной конструкции несущей поверхности ЛА показывает хорошую адекватность расчетной модели второго уровня реальной конструкции [14].
При оптимизации могут использоваться несколько типов критериев потери несущей способности — разрушающее максимальное напряжение; различные допускаемые напряжения на сжатие и растяжение; критерий Цая — Хилла для монослоя КМ и для ортотропного материала; допускаемые эквивалентные напряжения по критерию Мизеса; критические напряжения по местной и общей формам потери устойчивости, включая случаи комбинированного нагружения. Ограничение по жесткости формируется как произвольная комбинация узловых перемещений.
Решение системы линейных алгебраических уравнений равновесия конечно-элементной модели
КГ = Я,
где К — матрица жесткости; г, Я — векторы узловых перемещений и сил, осуществляется с учетом симметричности и ленточности матрицы жесткос-
ти методом исключения Гаусса либо методом Холецкого. Во всех реализованных алгоритмах оптимизации в качестве критериев сходимости приняты условия достижения заданной точности при удовлетворении ограничениям по напряжениям, перемещениям и массе силового материала конструкции.
После детальной проработки проекта из расчетной модели второго уровня с помощью операции редуцирования матриц жесткости может быть образована расчетная модель первого уровня, на которой производится уточнение аэроупругих характеристик ЛА. При этом матрица перехода П, связывающая матрицы жесткости моделей первого и второго уровней
G = ПТКП
получена из условий равенства перемещений в общих узлах и равенства потенциальных энергий деформации моделей. Сравнение на несущих поверхностях по перемещениям и напряжениям редуцированной модели и дискретной модели МКЭ показало хорошее совпадение результатов [15].
^до^юч^отного п^мктировання. Цикл аэропрочностного проектирования с сопрово>КДением проекта на модели первого уровня начинается с расчета нагрузок жесткого ЛА. По этим нагрузкам оптимизируется силовая конструкция и определяются ее жёсткостные, упругие и массовые характеристики. Затем выполняется расчет нагрузок упругого ЛА, заново проводится проектировочный расчет и так до сходимости итерационного процесса (см. рис. 1). При этом предусмотрен режим прерывания цикла аэропрочностного проектирования для анализа характеристик аэроупрогости, маневренных и балансировочных характеристик ЛА, э^^ктивности органов управления и принятия решения о формировании системы управления нагрузками.
В результате сопровождения проекта на расчетных моделях первого уровня оперативно определяются жесткостные, массовые и аэроупругие характеристики, формируются расчетные случаи и экстремальные нагрузки. Затем самоуравновешенными нагрузками, полученными в контрольных точках аэродинамической расчетной схемы, энергетически эк-. вивалентным образом загружается расчетная модель второго уровня, а именно узлы, конечно-элементной схемы для детальной проработки проекта с оптимизацией распределения материала по условиям прочности, жесткости и ресурса. Здесь требования жесткости как ограничения на обобщенные перемещения для модели второго уровня могут формироваться из решения задач цикла аэропрочностного проектирования на модели первого уровня. Поеледовательное использование расчетных моделей двух уровней в цикле аэропрочностного проектирования позволяет существенно уменьшить время оценки эффективности конкретных вариантов проекта конструкции ЛА.
Реализованная в комплексе «АРГОН:. связь с библиотекой графических программ «ГРАФОР:. позволяет контролировать правильность составления исходных данных, получать графическое изображение распределенных и сосредоточенных нагрузок на аэродинамической расчетной модели, деформированной конструкции, направление главных напряжений в элементах, компонент напряжений и внутренних усилий, нумерации узлов и элементов, максимальные значения коэффициентов перегруженности в Элементах и соответствующих им номеров случаев нагру-жения, полученных в качестве экстремальных, и т. п. Диалоговый режим и графическое сопровождение обеспечивают простое и удобное общение с комплексом «АРГОН:..
У^тия эксплуатации. КП «АРГОН:. в настоящее время реализован в операционной системе VMS, написан на алгоритмическом языке ФОРТРАН-77 и эксплуатируется на ЭВМ серии УАХ. Возможна его
адаптация к персональным ЭВМ типа PC/AT 32 бит. Комплекс содержит более 20 000 операторов.
Для обеспечения работы КП «АРГОН:. требуется 1—2 Мбайт оперативной памяти и 5—10 Мбайт дисковой памяти, а также необходимы следующие периферийные устройства: буквенно-цифровые дисплеи, графические дисплеи, графопостроители, печатающее устройство, запоминающее устройство на магнитном диске с объемом памяти не менее 30 Мбайт, запоминающее устройствона магнитной ленте. Необходимым условием ис-полЬ3ования модели второго уровня является наличие на ЭВМ виртуальной организации памяти с объемом адресного пространства не менее 16 Мбайт.
К настоящему времени с помощью КП «АРГОН:. проведен комплексный анализ и прогнозирование нагруженности, жесткостных, массовых и аЭроупругих характеристик конструкции планера сам°лета с крыл°м прямой И обратной стреловидности, планера самолета с замкнутои систе-мбй крыльев и среднемагистрального пассажирского самолета. Проектировочные расчеты с оптимизацией распределения силового материала проводились как на агрегатах, так и на планере ЛА в целом с дискретной моделью МКЭ, насчитывающей около проектных параметров, до 5000 неизвестных узловых перемещений,и с аэродинамической сеткой, имеющей до 1000 вихревых особенностей.
ЛИТЕРАТУРА
1. S е n s Ь u г g О., F u 1 lh а s .K, S с h u i d i n g е г G. Interdisciplinary desing of aircraft structures for minimum weight.— In: AIAA/ASME/A.SCE/ AHS 29-th Structures, Structural Dynamics and Materials Conf.,-1988.
2. Л и n и н f. К, Гв с е е в Д. Д. АэропрочиЪстиоЯ проектировочный расчет конструкции планера летательных аппаратов.— Казань: Тезисы докладов 3-й Всесоюзиой конференции. Совремеииые проблемы стро-ительиой механики и прочиости ЛА, 1988.
3. Ев с е е в Д. Д., Т и м о н и н А. С. Применение паиельного метода к расчету аэродинамических характеристик упругого летательного аппарата.— Труды 4-х Чтений К. Э. Циолковского, 1980.
4. W о о d w а г d F. А. А unified approach to the analysis and design of wing-body-combinations at subsonic and supersonic speeds.— AIAA Рарег, 1968, N 55 .
5. Г л а д к о в А. А., П а н т е л е е в И. М. Расчет волнового сопротивления затупленных крыльев с дозвуковой передней кромкой.— Изд. АН СССР, МЖГ, 1988, № 1.
б. 1 m а i 1. Application of the M-expansion Method to the subsonic flow of а compressible fluid Past а Parabolic Cylinder.— Ргос. i-st Japan. Nat. Cong. Арр1. Mech., 1951.
7. С а г 1 s oil Н. W, М а с k R. 1. Studies о( leading-edge thrust phenomena. AIAA Рарег, 1980, N 325.
8. Б у н ь к о в В. Г. Расчет флаттера крыла малого удлииения на быстродействующей машине.— Труды-ЦАГИ, 1964, вып. 905.
9. Е в с е е в Д. Д., Рыба к о в А. А. Алгоритм расчета матриц податливости конструкции ЛА методом подконструкций применительно к задачам аэроупругости.— Ученые записки ЦАГИ, 1981, т. 12, № 5.
!О. Е в с е е в Д. Д. Расчет некоторых аэродинамических характеристик упругого самолета методом коэффициентов влияния.— Ученые записки ЦАГИ, 1978, т. 12, № б.
11. Л и пи н Е. К., Ч е д р и к В. В. Оптимизация жесткостиых и массовых характеристик конструкций несущих поверхностей, моделируемых упругой балкой.— Труды ЦАГИ, 1992, вып. 2495.
12. Л и п и н Е. К., Ч е д р и к В. В. Применение критериев оптимальности для решения задач оптимизации конструкции при ограничениях на напряжения и перемещения.— Ученые записки . ЦАГИ, 1989, т. 20, № 4.
13. Л и п и н Е. К., М о х о в В. Ф., Пере л ы г и н а И. Б., Ч е д р и к В. В. Расчетно-экспериментальное исследование напряженно-деформированного состояиия комбииироваиной конструкции несущей поверх-иости ЛА.— Учеиые записки ЦАГИ, 1991, т. 22, N б.
14. Е в с е е в Д. Д., Л и п и н Е. К., Ч е д р и к В. В. Редуцирование расчетных моделей в задачах прочности и аэроупругости.— Учеиые записки ЦАГИ, 1991, т. 22, № 1.
__Рукопись поступила 29/V' 1990 г.
