CC BY
88
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XIV 198 3
№ 5
УДК 629.735.33.0!5.4 629.735.33.022
СРАВНЕНИЕ ВЕСОВОЙ ОТДАЧИ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫХ СХЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ СО СВОБОДНОНЕСУЩИМ КРЫЛОМ И С ЗАМКНУТОЙ СИСТЕМОЙ КРЫЛЬЕВ
Описана методика сравнительного анализа весовой отдачи различных летательных аппаратов на этапе выбора конструктивно-силовой схемы.
Показана возможность достижения высокого весового совершенства конструктивно-силовой схемы, включающей бипланную стреловидную систему крыльев с жестко связанными концами.
1. В практике проектирования летательных аппаратов широко используется сравнительный параметрический анализ различных конструктивно-силовых схем, основанный на применении программ рационального распределения силового материала в конструкции
Классические силовые конструкции, включающие агрегаты типа фюзеляжа и свободнонесущего крыла (рис. 1), могут быть достаточно корректно сведены к расчетным схемам типа балки или
В. Н. Семенов
Ш-
пластины и эффективно спроектированы по соответствующим программам.
Однако при исследовании многосвязанных схем (рис. 2) сложности применения балочной теории и метода пластинной аналогии резко возрастают и их использование ограничивается определенным
классом задач. Термин „многосвязанность“ употребляется здесь применительно к виду компоновки агрегатов типа фюзеляжа и несущих поверхностей в единую конструкцию.
В сравнении с монопланной схемой летательного аппарата многосвязанные схемы изучены относительно слабо и мало распространены. Это объясняется частично тем, что проектировщики долгое время не имели эффективных методов и, соответственно, вычислительных программ для расчета и оптимизации с использованием ЭВМ, хотя некоторые достоинства этих схем были известны еще в довоенные годы. Так, автором публикации [2] было предложено верхнее и нижнее тандемно расположенные крылья биплана выполнить с обратной друг другу стреловидностью, а их концы замкнуть между собой шайбами.
Интерес к этому виду конструкций особенно возрос в последние годы, поскольку удалось найти параметрические соотношения, при которых предполагается одновременное улучшение характеристик весовой отдачи, аэродинамики и маневренности [4, 5] летательного аппарата.
Внедрение в практику расчета конструкций метода конечных элементов (МКЭ) [3] дало возможность существенно расширить область исследований, включив в нее многосвязанные конструктивносиловые схемы.
Вместе с тем практика расчетов показала, что использование МКЭ и расширение области поисковых исследований приводит к резкому возрастанию трудоемкости работ по подготовке исходных данных для расчета, обработке и сопоставлению результатов. Стало очевидным, что для широких исследований по выявлению перспективных схем необходимо иметь специализированный комплект программ, позволяющий выявлять границы весового совершенства определенных видов конструктивно-силовых схем в условиях, когда исследователь еще не имеет полного набора данных о конструкции. Это требование особенно актуально при исследовании многосвязанных схем, для которых пока не накоплен арсенал конструктор-
ских решений, нет устоявшихся форм и пропорций внешнего облика и внутренней структуры летательного аппарата.
Следовательно, программа сравнительного анализа должна содержать алгоритмы, позволяющие на базе основных, опорных данных синтезировать в основных чертах силовую схему,генерировать необходимую для расчетов информацию, восполняя пробелы в знании конструкции наиболее вероятными значениями параметров (опционами), производить рациональное распределение силового материала между элементами конструкции.
На этом этапе поиска в первую очередь стоит задача обеспечения достоверного сопоставления основных характеристик различных схем, таких как суммарная конструкционная масса, максимальные деформации, общие закономерности распределения силового материала в конструкции. Подразумевается, что детальная проработка избранного варианта может производиться позже на более подробно набранных схемах, а при необходимости и по более точным программам. Такой подход позволяет на ранних этапах проектирования набирать расчетную схему из регулярных подкон-струкций с упрощенной закономерностью расположения элементов (например, постоянным шагом нервюр в крыле), что существенно упрощает задачу описания конструкции.
Достоверность результатов сравнения различных конструктивных схем при таком подходе обеспечивается:
— использованием единых типов элементов для описания сопоставляемых конструкций;
— одинаковой степенью густоты конечно-элементной сетки при дискретизации расчетной схемы;
— проведением процесса оптимизации, позволяющим произвести оценку границ весового совершенства схемы при заданных ограничениях.
Абсолютные погрешности расчета, связанные с характеристикой исполь'зуемой программы, в определенной мере нейтрализуются относительным характером сопоставления результатов, поскольку абсолютные погрешности для сопоставляемых схем имеют общий знак и близкое процентное значение.
2. Для решения упомянутых выше задач создан и продолжает развиваться комплекс программ ПОИСК, написанный на языке ФОРТРАН, представляющий собой группу автономных, взаимоуни-фицирозанных блоков.
Некоторые алгоритмы блока подготовки исходных данных для расчета описаны в работах [6, 7].
Основной вычислительный блок включает программу МКЭ, дополненную подпрограммой переопределения значений проектных параметров /г (площади сечений, толщины элементов), работающей по правилу:
/г+1, ] = шах
где [з]^ —действующие и допустимые напряжения, I — индекс номера итерации, у— индекс номера элемента, & —индекс номера случая нагружения,/шш,у — допустимое минимальное значение параметра.
На первой итерации принято а = 0,9, в последующих — а= 1,3, при этом процесс сходится за 4—6 итераций,
Полученное решение с точки зрения статической прочности оптимально для „р“ случаев нагружения. Это означает, что в каждом элементе хотя бы в одном расчетном случае достигается максимальное допустимое напряжение [а]-, либо проектный параметр выходит на ограничение /Шт,/.
Конструкция при этом имеет минимальную массу, обеспечивающую прочность конструкции во всех случаях нагружения, а ее численное значение характеризует границу весового совершенства данной схемы.
Дополнительные программные блоки выполняют табличную и графическую обработку результатов.
3. В качестве примера но программе ПОИСК проведено сопоставление конструктивно-силовых схем летательных аппаратов, изображенных на рис. 1 и 2.
Схемы имеют одинаковую величину площади несущих поверхностей и общий внешний контур в плане. Система крыльев (см. рис. 2) получена из исходного крыла (см. рис. 1) путем его разреза по линии 1/2 хорды на две части и разнесения их по высоте, причем каждая половина спрофилирована как самостоятельное крыло с относительной толщиной, равной ее значению у исходного (эталонного) крыла. При этом абсолютная толщина крыла уменьшается вдвое, а удлинение каждого из крыльев увеличивается вдвое, что служит предпосылкой для улучшения аэродинамических характеристик.
Суммарная нагрузка для всех исследованных вариантов схемы принята постоянной, а ее распределение по несущей поверхности в различных случаях было выполнено путем расчетов на ЭВМ и экспериментальными исследованиями.
В проекции на плоскость YZ корневые сечения крыльев разнесены на высоту И и несущие поверхности сходятся под углом 7 к концевым сечениям, которые жестко замкнуты между собой (рис. 3).
Связанность системы крыльев существенно влияет на условия их работы. Так, максимальные вертикальные деформации крыла наблюдаются не на конце крыла, а в районе ~75% его размаха.
В отличие от монопланного крыла, где эпюры изгибающих моментов Мх изг монотонно нарастают (рис. 4), в системе крыльев эпюры локальных изгибающих моментов для каждого из крыльев проходят через нулевую ось в районе — 50/6 размаха крыла (рис. 5). Интересно отметить, что сумма локальных моментов в рассмотренном примере в корневом сечении на 40% меньше, чем момент внешних сил. Условие равновесия моментов М х от внешних и внутренних сил выполняется при рассмотрении системы крыльев в целом, с учетом суммарной строительной высоты, нанример, относительно точки, лежащей на оси г (см. рис. 3).
Для конкретного сечения системы крыльев по хорде (рис. 6) нагрузки, действующие на крыло, могут быть разложены на компоненты ру и рх. Силы ру, действующие в направлении минимальной жесткости сечения, обусловливают появление моментов Му изг в каждом из кессонов и горизонтальных деформаций, смещающих крыло назад. Величина момента Мунзг в корневом сечении приблизительно равна моменту Мх пзг в том же сечении. Соотношения между горизонтальными и вертикальными смещениями соответственно равны:
Дл;=—0,46 Д_у — в точке максимальных вертикальных прогибов, Ах=— 0,93 Ду —на конце крыла.
Суммирование усилий Мг в сечениях кессонов показывает, что в интегральном смысле верхнее крыло сжато, а нижнее растянуто, хотя в конкретных сечениях кессонов мы имеем и растянутые, и сжатые элементы, усилия в которых уравновешивают локальные изгибающие моменты в крыльях.
Такую трансформацию нагрузок можно считать благоприятной в том смысле, что момент МуИЗГ воспринимается большей базой —
шириной кессона, а работа конструкции на растяжение — сжатие предпочтительнее работы на изгиб. Отметим, что приведенные графики (рис. 4, 5, 7) построены на основе усилий, действующих в поясах лонжеронов. В корневой зоне эти элементы воспринимают от 72 до 90% усилий Л^, регистрируемых в заделке как опорные реакции. Остальные усилия в принятой расчетной схеме воспринимаются раскосами, находящимися в плоскостях лонжеронов, нервюр, панелей.
Для повышения наглядности рисунков функциональные зависимости представлены кривыми, значения которых совпадают с решением только в средних точках элементов, хотя фактически значения параметров постоянны в пределах длины конкретных элементов.
В ходе оптимизации распределения силового материала между элементами конструкции получено решение, в котором в элементах корневой и концевой зон достигнуты допустимые напряжения (рис. 7), а элементы срединной части крыла недогружены и их проектные параметры вышли на конструктивные и технологические ограничения /т1п, / (рис. 8 и 9).
Эти рисунки характеризуют также распределение абсолютных величин суммарных усилий в поясах лонжеронов (исключая участки выхода на ограничение),
/пах.&у
0 0,2 0,4 0,В 0,3 х/Ь
Ри с. 4
Рис. 6
Сложная картина взаимодействия усилий растяжения —сжатия, а также моментов Мх, Му, Мг с учетом их знаков приводит к тому, что пояса различных лонжеронов выходят на ограничение не одновременно при Мх лок ~ 0, а на широком участке ~ (0,3 0,6) г/1.
В целом, несмотря на уменьшение абсолютной толщины несущей поверхности вдвое и увеличение удлинения крыльев вдвое, удается при угле вертикального схождения Крыльев 7^12° получить примерно ту же массу силового материала и максимальный прогиб,
которые имеет исходный моноплан (рис. 10 и 11). Следует отметить, что описанные результаты получены для конкретного крыла. Более широкие параметрические исследования, несомненно, позволят найти варианты с более высокими массовыми и жесткостными характеристиками.
Отметим также возможность существенного снижения конструкционной массы фюзеляжа путем разнесения корневых сечений крыльев по его длине. В этом случае многоопорность фюзеляжа приводит к существенному снижению изгибающих моментов в его центральной части и, соответственно, потребной массы конструкционного материала. Вес системы крыльев при этом, как показано в работе [8], может быть удержан в лимите веса соответствующего монопланного крыла.
. Проведенные расчеты подтвердили, что при определенных параметрических соотношениях система крыльев может иметь более высокую весовую отдачу, чем монопланное крыло.
Показано также, что предложенный путь сравнительного параметрического анализа и выбора конструктивно-силовой схемы ле-
oepfnuU. пояс
©лонжерон
0,8 г/Ь Рис. 7
МОН0ПЛ
тах А у (у)
А У „он опл
тах & у
КОНЦ
тательного аппарата может быть результативно использован на ранних этапах проектирования при минимальном объеме сведений о конструкции.
ЛИТЕРАТУРА
1. Бирюк В. И., Л и п и н Е. К., Фролов В. М. Методы проектирования конструкций самолетов.—М.: Машиностроение, 1977.
2. Авт. свид. 58700 (СССР). Бесхвостый самолет. /Кузаков М. А.,
1937.
3. Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. — М.:
Мир, 1975.
4. Advanced aircraft desings to be studied.—Aviation Week and ^Space
Technology, 1974, N 3. ; . . £ ’ '
5. Germany’s aerospace industry. Flight International, 1978, voi..lL3,
N 3603. i <<
6. Семенов В. H. Метод задания и автоматизация ввода в ЭВМ исходных данных на начальных этапах проектирования конструкции.—Веб.: Расчеты напряженно-деформированного состояния авиационных конструкций. Труды ЦАГИ, 1980, вып. 2063.
7. Семенов В. Н. Способ формирования расчетных схем силовых конструкций.—Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 1.
8. Fairchild М. P. Structural weight comparison of a joined wing and a conventional wing.—A1AA Paper, 1981, N 81—366.
Рукопись поступила 7jIV 1982 z.
