CC BY
41
УДК 539.3
Д. В. Акимов 1, д-р техн. наук В. З. Грищак 2, канд. физ.-мат. наук С. Н. Гребенюк 2,
д-р техн. наук С. И. Гоменюк 2
1 Государственное предприятие «Конструкторское бюро «Южное», г. Днепр 2Запорожский национальный университет, г. Запорожье
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ МЕТОДИК РАСЧЕТА НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ РАКЕТОНОСИТЕЛЯ
Представлен анализ результатов численного расчета напряженно-деформированного состояния тонкостенных элементов ракетоносителя при различных статических нагружениях с использованием различных методик. Выполнено сопоставление полученных численных результатов с результатами экспериментальных исследований.
Ключевые слова: ракетоноситель, головной обтекатель, межступенн^й отсек, деформация, прочность, расчетный случай, метод конечных элементов.
Введение
Высокий уровень конкуренции в сфере производства современной ракетно-космической техники (РКТ) требует с одной стороны постоянного совершенствования изготавливаемых изделий и повышения их надежности, а с другой - уменьшения издержек производства и сроков выпуска новых разработок. Одной из важных задач, которая ставится перед отечественным ракетостроением, является уменьшение доли физических испытаний ( особенно разрушающих) проектируемых образцов и замена их вычислительным (компьютерным) экспериментом.
Одним из важнейших этапов моделирования и анализа соответствия проектируемой РКТ заявленным свойствам является прочностной расчет. Широкое применение в настоящее время новых конструкционных материалов, особенно композитов, приводит к необходимости разработки новых методик численного анализа напряженно-деформированного состояния (НДС) РКТ, что в свою очередь требует создания специализированного математического и программного обеспечения.
К настоящему времени разработано значительное количество различных систем автоматизированного проектирования (CAD) и инженерного анализа (CAE), позволяющих автоматизировать исследование напряженно-деформированного состояния, устойчивости, прочности и долговечности РКТ, а также моделировать различные режимы ее работы в экстремальных условиях эксплуатации. Наиболее распространенными CAE, применяемыми при проектировании РКТ, являются ANSYS [1], Abacus [2], CATIA [3], Nastran [4], Patran [5] и другие [6-9], причем последние две системы специально создавались для автоматизации разработки ракетно-космической техники.
Однако применение универсальных «тяжелых» САПР сопряжено с рядом проблем: с одной стороны, они могут не учитывать специфику расчета новой нетиповой конструкции, построенной, например, с использованием нестандартного композитного материала, а с другой - на практике часто возникает необходимость верификации полученных численных результатов путем сравнения их со сторонними расчетами. Таким образом, проблема разработки специализированного программного обеспечения для численного анализа НДС РКТ является актуальной задачей.
Целью настоящего исследования является определение напряженно-деформированного состояния таких элементов конструкции ракетоносителя как головной обтекатель (ГО) и межступенной отсек (МСО) с помощью различных программных комплексов и сравнительного анализа полученных результатов.
Основная часть
Для расчета элементов конструкции ракетоносителя воспользуемся методом конечных элементов, реализованным в программных комплексах «РОКГО-РЕМ» [10] и «М1РЕЛА+» [11], которые были разработаны в Запорожском национальном университете. Для расчета использовались оболочечные и пространственные конечные элементы, основанные как на традиционной схеме, так и моментной схеме конечного элемента. Результаты расчетов сравнивались с данными, полученными на основе подходов, разработанных в ГП «КБ «Южное» им. М.К. Янгеля».
Головной обтекатель ракетоносителя. Конструкция ГО представляет собой трехслойную оболочку (рис. 1) из достаточно жестких внешнего и внутреннего слоев (волокнистый композит из углеродных волокон и эпоксидной матрицы) и относительно мягкого заполнителя
© Д. В. Акимов, В. З. Грищак, С. Н. Гребенюк, С. И. Гоменюк, 2016 116
(пенопласт) между ними. В процессе эксплуатации на внешнюю часть ГО действуют распределенные поверхностные и сжимающие осевые нагрузки. Учитывая характер нагружения и тот факт, что нагрузки действуют на внешний слой оболочки, расчет проводился для двух случаев: однослойной и трехслойной модели. Нагрузки также задавались в трех вариациях: внешнее давление, осевое сжатие и их комбинированное воздействие. Кроме того, в ходе полета величина внешнего давления и осевого сжатия изменяется. Поэтому значения нагрузок моделировались для двух характерных моментов полета ракетоносителя, и расчет проводился для t = 33 с и t = 42 с.
Внешнее давление. Максимальная интенсивность напряжений получена в середине конической части ГО.
Графическое сравнение распределения интенсивности напряжений вдоль оси ГО однослойной и трехслойной моделей представлено на рис. 1 (начало координат расположено в плоскости крепления ГО к переходному кольцу). Можно увидеть, что при использовании мягкого внутреннего заполнителя критические значения интенсивности напряжений уменьшаются (относительно однослойной модели, основанной на использовании только внешних несущих слоев).
Осевое сжатие. Рассмотрим модель ГО обтекателя под действием сжимающих сил. Будем считать, что ГО является трехслойной оболочкой. Сопоставление экстремальных значений трехслойной модели с однослойной для этого случая приведено на графике распределения интенсивности напряжений (рис. 2).
Рис. 1. Напряжения ГО (однослойная модель, внешнее давление, t = 42 с)
416.145 -1387.49 -416.145
Рис. 2. НДС ГО (трехслойная модель, сжимающая сила, t = 42 с) СТ ж = -1341 кгс/см2
1607-6885 Новi матерiали i технологи в металурги та машинобудувант №2, 2016
117
Комбинация нагрузок. Рассмотрим НДС ГО под действием комбинации нагрузок (одновременном действии внешнего давления и сжимающей силы). Сопоставление распределения интенсивности напряжений для однослойной и трёхслойных моделей приведено на рис. 3. В случае комбинированного нагружения получено, что максимальные напряжения возникнут на защемлённом крае (край крепления к стыковочному кольцу).
Распределение интенсивности напряжений, полученное на основе моментной схемы конечного элемен-
та [11], для случая t = 42 с, когда на головной обтекатель действуют только распределенные поверхностные нагрузки показано на рис. 4.
Распределение интенсивности напряжений для случая t = 33 с, полученное на основе моментной схемы конечного элемента, показано на рис. 5.
В таблице 1 приведены результаты расчетов прочностных характеристик ГО, полученные в ГП «КБ «Южное», а на рисунках 6 и 7 показан характер распределения напряжений в конструкции.
Рис. 3. Сопоставление распределения интенсивности напряжений ГО под действием комбинации нагрузок
(СТ _ = 1469 кгс/см2)
Рис. 4. Распределение интенсивности напряжений
Рис. 5. Распределение интенсивности напряжений
Таблица 1 - Результаты расчета прочности ГО (ГП «КБ «Южное»)
Расчетный случай Элемент конструкции Т, °С <зсж, кгс/см2 Праст, кгс/см2
Полет на АУТ (1=42 с) Трехслойная оболочка 100 1130 1364
Полет на АУТ (1=33 с) Трехслойная оболочка 1192 1331
максимум растяжения
■9ЭЭЗ ■1131
Максимум сжатия
Рис. 6. Распределение максимальных нормальных меридиональных напряжений (кгс/см2) во внутреннем слое трехслойной
оболочки ГО (г = 42 с)
Рис. 7. Распределение максимальных нормальных меридиональных напряжений (кгс/см2) во внутреннем слое трехслойной
оболочки ГО (г = 33 с)
Таблица 2 - Сравнение результатов расчета ГО
Методика псж, кгс/см2 Праст, кгс/см2 Сходимость результатов расчета, %
по сжатию по растяжению
ГП «КБ «Южное» 1192 1364 11 7
ЗНУ 1341 1469
Межступенной отсек ракетоносителя. Конструкция МСО, как и ГО, представляет собой трехслойную оболочку из достаточно жестких внешнего и внутреннего слоев (волокнистый композит из углеродных волокон и эпоксидной матрицы) и заполнителя (перфорированный картон) между ними. В процессе конечноэлемен-тного расчета на устойчивость [10] были получены критические параметры нагрузок: критическое давление Р = 1,447 кгс/см2, критическая сжимающая сила,
ТР = 338,76 тс.
кр
Аналогичные расчеты, полученные по методике ГП «КБ «Южное» дали следующие результаты: критическое давление Рр = 0,809 кгс/см2, критическая сжимающая сила Т = 265,676 тс. В ГП «КБ «Южное» были
кр 7
проведены также натурные испытания, результаты которых представлены в таблице 3, а в таблице 4 приведено сравнение экспериментальных данных с численными расчетами.
1607-6885 Новi маmерiали i технологи в металурги та машинобудувант №2, 2016
119
Таблица 3 - Результаты испытаний МСО
В таблице использованы следующие условные обозначения: Т"с" , Тис" - испытательные эквива-
экв.сж экв.рает
лентные осевые сжимающая и растягивающая силы в сечении соответственно.
Таблица 4 - Сравнение результатов расчета МСО
* — Сходимость результата расчета МСО по методике ГП «КБ «Южное» с результатами статических испытаний.
Выводы
Результаты расчетов, их качественное совпадение показывают адекватность разработанных подходов и моделей для элементов конструкций ракетоносителей. Исследование головного обтекателя с помощью различных методик дает хорошее совпадение результатов,
некоторое количественное различие при расчете меж-ступенного отсека обусловлено целым рядом факторов, такими как вычислительная погрешность, различием методик определения критических нагрузок, учетом специфического механического деформирования применяемых материалов (перфорированный картон). Для повышения точности расчетов, разработанные подходы требуют дальнейшего усовершенствования.
Список литературы
1. ANSYS - Simulation Driven Product Development [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http:// www.ansys.com/
2. Abaqus unified FEA - Complete Solutions For Realistic Simulation [Электронный ресурс]. - Режим доступа: https://www.3ds.com/products-services/simulia/products/ abaqus/
3. CATIA [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http:// www.3ds.com/ru/products-services/catia/
4. MSC Nastran - Multidisciplinary Structural Analysis [Електронний ресурс]. - Режим доступу: http:// www.mscsoftware.com/product/msc-nastran
5. Patran [Електронний ресурс]. - Режим доступу: http:// www.mscsoftware.com/product/patran
6. Pro/ENGINEER | PTC [Електронний ресурс]. - Режим доступу: http://www.ptc.com/cad/pro-engineer
7. LISA | Free Affordable Finite Element Analysis Software [Електронний ресурс]. - Режим доступу: http:// lisafea.com/
8. LS-DYNA | Livermore Software Technology Corp. - LSTC [Електронний ресурс]. - Режим доступу: http:// www.lstc.com/products/ls-dyna
9. Ведмидь П. А. Основы NX CAM. / П. А. Ведмидь. -М. : ДМК Пресс, 2012. - 216 с.
10. Функциональный подход к геометрическому моделированию технических систем / [С. В. Чопоров, С. Н. Гребенюк, С. И. Гоменюк и др.]. - Запорожье: ЗНУ, 2016 - 176 с.
11. Метод конечных элементов в вычислительном комплексе «М1РЕЛА+» / [Киричевский В. В., Дохняк Б. М., Козуб Ю. Г. и др.]. - К. : Наук. думка, 2005. - 416 с.
Одержано 22.11.2016
Испытательные реализованные нагрузки
Tuen ± экв.еж.ъ T"en тс ± экв.рает.?
267,17 106,98
265,10 104,94
269,11 107,45
Методика P * кр1 кгс/см2 Ткр., тс Сходимость результатов расчета, %
по давлению по сжатию
ГП «КБ «Южное» 0,809 265,676 72 27
ЗНУ 1,447 338,76
Результаты испытаний - >269,11 3*
АКмов Д.В., Грищак В.З., Гребенюк С.М., Гоменюк С.1. Пор1вняльний ¡шали методик розрахунку напружено-деформованого стану елеменпв конструкцш ракетоноая
Представлено анализрезультатгв чисельного розрахунку напружено-деформованого стану тонкосттних елементгв ракетонос1я при ргзних статичних навантаженнях з використанням ргзних методик. Виконано ствставлення отриманих чисельнихрезультатгв зрезультатами експериментальних досл1джень.
Ключовi слова: ракетоност, головний обтгчник, мгжступеневий вгдсгк, деформацгя, мгцнгсть, розрахунковий випадок, метод сктченних елементгв.
Akimov D., Gristchak V., Grebeniuk S., Gomeniuk S. Comparative analysis of the calculation methods of the stress-strain state of the launch vehicle structural elements
The analysis of the results of numerical calculation of the stress-strain state of thin-walled elements of the launch vehicle under various static loads with the use ofvarious techniques is presented. The obtained numerical results are compared with the results of experimental studies.
Key words: launch vehicle, headfairing, interstage compartment, deformation, strength, calculation case, finite element method.
