CC BY
54
Том XX
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 1989
№ І
УДК 629.735.33.022
ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВУХФЮЗЕЛЯЖНОГО САМОЛЕТА С ЗАМКНУТОЙ СИСТЕМОЙ КРЫЛЬЕВ
В. Н. Семенов
Дана оценка перспективности многосвязной конструкции по критериям весовой отдачи и жесткости. Приводятся результаты расчета, выявлены особенности проектирования.
1. Исследования перспективных схем летательных аппаратов (ЛА), проведенные в последние десятилетия в стране и за рубежом, показали, что наряду со схемами, ставшими классическими, в ближайшие годы практически^ интерес для определенных сфер использования будут представлять новые, нетрадиционные компоновки самолетов. Среди них с точки зрения возможности достижения высокого весового совершенства и жесткостных характеристик конструкции большой интерес вызывают самолеты двухфюзеляжной схемы [1] и ЛА с замкнутыми пространственными системами крыльев [2, 3]. Самолеты таких схем предлагались, патентовались и строились еще в 20—40 годах, однако проектировщики долгое время не имели эффективных методов расчета и оптимизации таких конструкций. В результате в тот период не были найдены рациональные соотношения геометрических параметров подконструкции, обеспечивающие характеристики аэродинамики, прочности и управляемости, превосходящие в совокупности аналогичные данные для однофюзеляжных монопланов.
Широкое внедрение в последние годы в практику расчета конструкций метода конечных элементов [4] сделало возможным прочностной расчет конструкции любой сложности. Особое значение имело развитие методов оптимизации [5] и построение соответствующих программ для ЭВМ [6], позволивших находить границы весового совершенства для любых типов конструк-тивно-силовых схем и объективно сравнить между собой их потенциальные массовые и жест-костные характеристики.
Многочисленные исследования в стране и за рубежом свидетельствуют, что каждая из упомянутых схем обеспечивает снижение силовой массы соответствующих конструкций на 15—30%. Этот факт подтвержден экспериментально. Так, беспосадочный облет Земли на самолете «Вояджер» в значительной мере обеспечен высокой весовой отдачей конструкции, которая была обусловлена использованием по существу трехфюзеляжной схемы (центральный фюзеляж и два разнесенных по крылу топливных бака с большим удлинением). Кроме того, была обеспечена двухопорность фюзеляжа и баков путем установки протяженного переднего горизонтального оперения.
О перспективности названных компоновочных решений свидетельствуют и данные патентных исследований. Известно, что повышенная изобретательская активность в определенной области является свидетельством ¡7] появления новых проблем или возможностей. После появления первоначального технического решения, защищенного охранным документом, через определенный период появляется «пакет» патентов и изобретений одного или нескольких авторов, относящихся к техническим решениям, созданным в развитие первоначального. По данным литературы время появления такого пакета, в зависимости от области техники, в среднем на 5—15 лет опережает выпуск промышленной продукции, в которой используются данные технические решения. Построение графиков динамики патентования замкнутых систем крыльев, выполненное патентоведом
Харитоновым М. М., показывает, что пик пакета патентов для зарубежных исследователей приходится на 74—79 годы, как в абсолютном исчислении, так и с учетом «веса» (коэффициентов степени проработанности проекта и смежных вопросов, наличия заинтересованных предприятий и фирм).
Следовательно, в соответствии с общей тенденцией развития технических систем, в промышленно развитых странах, уже в ближайшие годы должны появиться экспериментальные крупномасштгбные ЛА с замкнутыми системами крыльев.
2. Широко известен факт, что дополнительное увеличение отдачи может быть получено на стыке прогрессивных технических решений, при совместном их использовании (эффект синергизма).
В работе обсуждаются положительные эффекты, которые могут быть достигнуты при совместном использовании упомянутых решений, т. е. для конструкции двухфюзеляжного самолета с замкнутой системой крыльев (рис. 1). В качестве эталона для сопоставления прочностных характеристик приняты исходные данные о двухфюзеляжном самолете на 250 пассажиров с взлетной массой около 112 тонн, приведенные в работе [1]. Такая схема позволяет значительно уменьшить пиковые значения изгибающих моментов, действующих по крылу и без дополнительных весовых издержек существенно увеличить удлинение крыла,'что ведет к улучшению аэродинамических характеристик и повышению производительности самолета. Сопоставляемые расчетные конечно-элементные схемы (рис. 2) включают силовую структуру крыла и отсек фюзеляжа,
Рис. 1
работающий в замкнутой системе крыльев. Эталон и исследуемые варианты имеют единую проекцию в плане и единое распределение нагрузки по размаху крыла. В соответствии с нормативными требованиями для всех компоновок в расчетах принята максимальная эксплуатационная перегрузка п3у тах (а) = 2,5 и коэффициент безопасности /= 1,5. Особенности нагружения, свойственные каждой из схем, на данном этапе не учитываются, что позволяет более четко сопоставить жесткости, характеризуемые деформациями конструкции, как характерные свойства силовых структур. К тому же эти особенности не являются определяющими, поскольку для любой схемы проектировщики стремятся различными путями достичь эллиптического закона распределения нагрузки по размаху крыла.
Для некоторых частей крыльев определяющими являются другие случаи нагружения, например, несимметричные, связанные с отклонением элеронов, что приводит к отличию изгибающих моментов в некоторых сечениях на 10—20%. Однако предполагается, что подобное влияние характерно для всех сопоставляемых схем, и, следовательно, это не окажет существенного влияния на относительные величины их характеристик.
На рис. 2 показано разнесение элементов крыльевой системы по высоте самолета для эталонной схемы Сэ и вариантов с различной долей, разнесенной по высоте части крыла (Сь Сг, Сз). Вариант С3 отличается от варианта С2 шарнирной связью подконструкций. При разнесении элементов крыла по высоте их абсолютные толщины уменьшены вдвое. При этом относительная толщина крыла с сохраняется, а эффективное удлинение существенно увеличивается.
3. Расчет проведен по оптимизационной программе «ПОИСК» [6]. Размерность решаемых задач составила 500—560 неизвестных при 520—570 варьируемых параметрах (сечения и толщины элементов). В ходе итерационного процесса найдены равнонапряженные конструкции и удовлетворены ограничения сверху на уровень допустимых напряжений и конструктивно-технологические ограничения на минимальные значения сечений и толщин элементов. Основные результаты расчета помещены в таблице (для одной симметричной части конструкции). Распределение осевых усилий и моментов получено с использованием балочной модели.
Сопоставление решений, полученных с использованием различных моделей и тестовых примеров с известными решениями, дало хорошее совпадение.
Индекс задачи (рис. 2) Силовая масса Максимальные прогибы тахАу, о/ . . ^ та хАуэ
Тип крыла при двухфюзеляжной схеме [кг] У с,’ /о
Сэ Моноплан 4218 100 100
С, С бипланной межфюзе-ляжной частью 3383 80,8 59,4
С2 Биплан на 80% размаха с жестким соединением 2999 71,2 19,6
Сз Биплан на 80% размаха с шарниром 3078 72,9 21,2
Из рассмотрения таблицы видно, что применение замкнутой системы крыльев для двухфюзеляжного самолета обеспечивает дополнительное снижение силовой массы крыльевой системы на 20—27% и почти пятикратное уменьшение максимальных прогибов крыла.
На рис. 3 показана типичная картина деформаций замкнутой системы подконструкций, полученная на графопостроителе по результатам расчета. Масштаб деформаций на рисунке увеличен в пять раз относительно геометрических параметров конструкции. Значительное уменьшение максимальных деформаций в сопоставлении с монопланной конструкцией объясняется несколькими причинами.
Основными среди них являются: большая строительная высота конструкции и разгибающее воздействие фюзеляжа и соединительной шайбы, что приводит к немонотонной, волнообразной форме изгиба. Характерно, что точка максимального прогиба (тахДу) для замкнутых систем крыльев находится обычно не на конце крыла, а примерно в зоне 0,7-4-0,8 г//.кр (рис. 4) в зависимости от геометрических соотношений подконструкций.
Включение отсека фюзеляжа и соединительной шайбы в силовой контур вызывает их существенную загрузку и приводит к увеличению их собственной силовой массы. Однако их ответная реакция в форме моментов Мф !, 2, Мш 1> Мш2, разгибающих элементы крыльевой
системы (см. рис. 4), приводит к столь существенной разгрузке крыла, что суммарная силовая масса подконструкций, воспринимающих изгибающий момент, распределенный по крыльевой системе, снижается (см. таблицу).
Характерно, что момент внешних сил компенсируется в каждом сечении суммой локальных моментов Мд 1, Мл 2, воспринятых верхним И НИЖНИМ элементами крыла И моментом /?1А|+/?2/!2, обусловленным растяжением нижнего и сжатием верхнего крыла. При значительном разнесении крыльев по высоте доля момента от усилий растяжения — сжатия может составлять основную
долю момента внутренних сил, что благоприятно сказывается на массовых характеристиках конструкции. Вместе с тем суперпозиция усилий в элементах от локальных моментов и усилий растяжения — сжатия, совпадающих, либо различающихся по знаку на отдельных участках крыла, приводит к довольно сложной картине оптимального распределения силового материала по размаху крыла. На рис. 5 приведен фрагмент распределения площадей сечений поясов заднего нижнего и переднего верхнего лонжеронов крыльевой системы, которые являются наиболее нагруженными в вариантах схем Сг и Сз-
Согласно таблице лучшими массовыми характеристиками обладает конструкция с жестким моментным креплением элементов С2- Однако, как показала конструктивная проработка вариантов, при жестком соединении «короткого» крыла с шайбой в ряде случаев, особенно для элементов малых габаритов, пространства внутри шайбы и прилегающей зоны крыла бывает недостаточно для размещения в нем потребного объема силового материала.
Поскольку увеличение миделевого сечения этих подконструкций не всегда допустимо по условиям аэродинамики, то более приемлемый путь заключается в использовании шарнирного соединения этих подконструкций. При этом зоны конструкции, прилегающие к шарниру, разгружаются от изгибающего момента, а возрастание силовых потоков и затрат силового материала происходит в зонах, где увеличение сечений конструктивно реализуемо. Увеличение силовой массы и максимальных прогибов при этом незначительно (1,5-^-2%). В некоторых расчетных
Сечение Й й 28
Сечение ВБ
моделях, с иными геометрическими соотношениями размеров подконструкций, конструкции с таким соединением оказывались более легкими, чем при жестком моментном соединении.
Для замкнутой крыльевой коробки с большим разнесением крыльев по длине фюзеляжей, в зонах, прилегающих к фюзеляжу, рациональным является концентрация силового материала во внешних по отношению к общей плоскости изгиба коробки крыльев углах кессона, как показано на рис. 5 в сечении АА. При достаточно близком расположении корневых сечений крыла по длине фюзеляжа материал концентрируется в лонжеронах разноименных крыльев, наиболее близко расположенных друг к другу.
При этом силовые потоки имеют минимальную длину, поскольку проходят по внутреннему контуру силовой конструкции, и это способствует минимизации массы. В ряде сечений, в соответствии с реализованной суперпозицией действующих усилий, концентрация материала может происходить во внутренних областях сечения (см. например, сечение ВВ на рис. 5). Для сечений А' А' и В' В' характер концентрации материала аналогичен сечениям АА и ВВ соответственно.
Характер изменения общей силовой массы конструкции в функции от степени разнесения корневых сечений крыльев по длине фюзеляжа существенно зависит как от геометрических соотношений, в основном строительных высот подконструкций, так и от принятого соотношения уровней допустимых напряжений в элементах крыла и фюзеляжа. При приблизительно равных уровнях допустимых напряжений (фюзеляж без наддува) разнесение крыльев по длине фюзеляжа приводит к возрастанию общей массы, так как уменьшение массы фюзеляжа, происходящее вследствие разнесения опор — крыльев по длине фюзеляжа, не компенсирует увеличения веса крыла. Этот отрицательный эффект несколько сглаживается при увеличении доли межфюзеляж-ной части крыла, но возможность раздвижки фюзеляжей жестко ограничена по другим критериям проектирования.
Для фюзеляжей с наддувом уровень допустимых цепных напряжений обычно принимается в три — четыре раза меньшим, чем допустимые напряжения для элементов крыла. В этом случае выигрыш, получаемый за счет двухопорности фюзеляжей и снижения их веса, компенсирует увеличение веса в широком диапазоне значений.
На рис. 6 приведены зависимости силовой массы крыла, фюзеляжа и их суммы от параметра лгкр/£ф, полученные при [одоп]=42 - 107 Па и [одоп]ф= Ю- 107 Па. В диапазоне *кр/£ф = = 0,24-0,5 функция имеет пологий экстремум. При увеличении параметра хкр/£ф от 0,2 до 0,65 амплитуда прогибов фюзеляжа (как следствие раздвижения его опор) уменьшается примерно на 30%, а амплитуда прогибов крыла увеличивается в два-три раза вследствие увеличения длины крыла, уменьшения его сечения и уменьшения высоты коробки крыльев Й (см. сеч. АА на рис. 5).
4. Сложные закономерности распределения внутренних силовых факторов в многосвязной замкнутой системе подконструкций и существенное влияние, оказываемое на эти закономерности принятым распределением силового материала, приводит к тому, что методы проектирования конструкций без использования ЭВМ становятся малоэффективными. Они не обеспечивают нахождение при разумных ресурсах трудозатрат конструктивных решений, дающих выигрыш в сопоставлении с классическими самолетными схемами.
80 -60 -*0-20 -
X ф
0 0,1 0,35 0,5 0,65 X^/Lcp
Рис. 6
Для схем, обладающих большой чувствительностью к изменению исходных данных и значительным взаимным влияниям параметров, результаты, полученные для сходных конструкций, как и данные, приведенные в настоящей работе, могут служить лишь качественным ориентиром общих закономерностей, помогающим сделать первое приближение к грамотному составлению расчетной схемы и выбору геометрических соотношений подконструкций.
Важно отметить, что проектирование ЛА с замкнутой системой крыльев может привести к получению практически значимого эффекта лишь в случае, когда эта концепция заложена в основу проекта.
Попытка использовать замыкание элементов конструкции как дополнение к уже сложившейся схеме, как правило, дает только локальные выгоды и может привести к ухудшению других характеристик ЛА.
Проектирование многосвязных замкнутых самолетных схем должно уже на самом начальном этапе включать синтез конструктивно-силового облика самолета и оптимизацию распределения силового материала между элементами конструкции.
1. Потенциальные преимущества транспортных самолетов двухфюзеляжной схемы. — Техническая информация, 1984, № 6.
2. Семенов В. Н. Сравнение весовой отдачи конструктивно-силовых схем летательных аппаратов со свободно-несущим крылом и с замкнутой системой крыльев. — Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. 14, № 5.
3. Волкович Дж. Комбинации крыльев прямой и обратной стреловидности.— Аэрокосмическая техника, 1986, № 11.
4. Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. — М.: Машиностроение, 1975.
5. Бирюк В. И., Л и п и н Е. К., Фролов В. М. Методы проектирования конструкцйй самолетов. — М.: Машиностроение, 1977.
6. Семенов В. Н. Алгоритм программы оптимизации силовых конструкций «ПОИСК» в комплексном проектировочном расчете. — MPC «Техника, технология, экономика», Серия ЭР, № 40, Д05205, 1982.
7. Методические рекомендации по проведению патентных исследований. — М.: ВНИИПИ НПО «Поик», Госкомизобретений, 1984.
ЛИТЕРАТУРА
Рукопись поступила 11/1Х 1987 г.
