CC BY
95
УДК 629.7.022 doi: 10.18698/0536-1044-2020-11-89-95
Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата
Лин Аунг Найнг1, Вэй Аунг Пху1, О.В Татарников2
1 МГТУ им. Н.Э. Баумана
2 Российский экономический университет имени Г.В. Плеханова
Selection of the Optimal Load Bearing Wing Structure Scheme for an Unmanned Aerial Vehicle
Lin Aung Naing1, Wai Aung Phyo1, O.V Tatarnikov2
1 Bauman Moscow State Technical University
2 Plekhanov Russian University of Economics
Приведены результаты оптимизации конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата. Критерием оптимизации являлась минимальная масса крыла, параметрами оптимизации — количество лонжеронов и нервюр, расположение и толщина этих силовых элементов крыла. В качестве ограничения использован максимальный прогиб крыла. В расчетной модели учтено изменение толщины лонжеронов вдоль направления размаха крыла, а толщины обшивок и нервюр приняты постоянными. Оптимальная конструктивно-силовая схема крыла выбрана по критерию минимальной массы крыла при максимальном допустимом прогибе крыла. Расчеты напряженно-деформированного состояния крыла выполнены с использованием конечно-элементной модели в программном комплексе FEMAP.
Ключевые слова: допустимый прогиб крыла, аэродинамическая нагрузка, расположение лонжеронов и нервюр, нижняя обшивка крыла, однонаправленный углепластик, конструктивно-силовая схема
This article presents the results of optimization of the load bearing structure of the wing of an unmanned aerial vehicle. The criteria and optimization parameters were considered, respectively: the minimum wing mass, number of spars and ribs, location parameters of the spars and ribs, and thickness of the wing's load bearing elements. The maximum wing deflection was considered as a limiting factor. The calculated model took into account the change in the thickness of the spars along the direction of the wingspan, while the thickness of the skin and ribs was considered as constant. The optimal load bearing scheme of the wing was selected by the criterion of the minimum wing mass based on the maximum permissible deflection of the wing. Calculations of the stress-strain state of the wing were performed using a finite element model in the FEMAP software package.
Keywords: permissible wing deflection, aerodynamic load, arrangement of spars and ribs, lower wing skin, unidirectional carbon fiber, load bearing structure
В настоящее время беспилотные летательные аппараты (БПЛА) широко применяют в военных и гражданских областях для ведения наблюдения, разведки, патрулирования и других целей [1]. Благодаря высоким характеристикам композиционные материалы получили
распространение в аэрокосмической промышленности, и все чаще ими заменяют традиционные материалы [2, 3].
Выбор конструктивно-силовой схемы (КСС) является одним из важнейших этапов проектирования крыла БПЛА [4].
/
б
Рис. 1. Внешний вид (а) и конструктивная схема (б) БПЛА Hermes 450
Цель работы — определение оптимальной КСС композитного крыла минимальной массы, зависящей от количества лонжеронов, нервюр и схемы их расположения.
В качестве объекта исследования рассмотрено прямое крыло БПЛА Hermes 450 с размахом 10,5 м и несимметричным профилем. Хорда — 0,78 м [5].
Конструктивно-силовая схема крыла. Геометрические параметры крыла БПЛА.
БПЛА Hermes 450, изготовленный из композитных материалов, оборудован неубирае-мым трехколесным шасси (рис. 1). В названии этого БПЛА индекс 450 соответствует максимальной взлетной массе аппарата. Наиболее предпочтительными для крыла БПЛА являют-
а
ся двух- (рис. 2, а) и трехлонжеронная КСС (рис. 2, б).
Практика проектирования КСС крыльев лонжеронного типа показывает, что при их двухлонжеронной схеме передний и задний лонжероны расположены на расстоянии 20... 30 % и 60.70 % хорды от кромки крыла. При трехлонжеронной схеме крыла расстояние установки лонжерона варьировали в следующих диапазонах: переднего — 10.15 % хорды, среднего — 35.50 % хорды, заднего — 65.70 % хорды [6]. Расстояние между нервюрами обычно составляет 300 и 400 мм [7]. Варьируемые параметры для определения положения лонжеронов и нервюр всех КСС приведены в табл. 1.
Свойства материала. Для всех силовых элементов крыла выбран одинаковый материал — однонаправленный углепластик (Т800/ероху) [8-10] и одна и та же схема укладки однонаправленных слоев — (0, ±45, 90) [11, 12].
Физико-механические свойства однонаправленного углепластика T800/epoxy
Модуль упругости, ГПа:
вдоль волокна.............................. 160
поперек волокна............................ 7,8
Модуль сдвига, ГПа........................... 4,4
Предел прочности вдоль волокна, МПа:
при растяжении........................... 2840
при сжатии................................1570
Предел прочности поперек волокна, МПа:
при растяжении............................. 80
при сжатии.................................168
Предел прочности при сдвиге, МПа............. 98
Плотность, кг/м3.............................1600
Толщина монослоя, мм....................... 0,15
На геометрическую модель крыла накладывали конечно-элементную сетку. Общее количество элементов и узлов составляло 67 356 и 65 291 шт. соответственно. Для продольных силовых элементов материал направлен вдоль оси 2 (рис. 3, а), для поперечных — вдоль оси Х (рис. 3, б).
б
Рис. 2. Двух- (а) и трехлонжеронная (б) КСС крыла БПЛА Hermes 450:
1 — обшивка; 2 — лонжероны; 3 — нервюры
Таблица 1
Варьируемые параметры КСС
Вариант Двухлонжеронная схема Расстояние переднего/ заднего лонжерона от кромки крыла, % хорды Шаг нервюр, мм Вариант Трехлонжеронная схема Расстояние переднего/среднего/ заднего лонжерона от кромки крыла, % хорды Шаг нервюр, мм
1 20/60 400 13 10/35/65 400
2 300 14 300
3 20/70 400 15 10/50/65 400
4 300 16 300
5 30/60 400 17 10/35/70 400
6 300 18 300
7 30/70 400 19 10/50/70 400
8 300 20 300
9 25/60 400 21 10/40/65 400
10 300 22 300
11 25/70 400 23 15/50/65 400
12 300 24 300
- - - 25 15/40/70 400
- - - 26 300
- - - 27 1 400
28
300
Определение аэродинамической нагрузки.
При анализе напряженно-деформированного состояния крыла внешние аэродинамические нагрузки, соответствовали полетному случаю. В этом случае БПЛА совершает криволинейный полет при больших значениях положительного угла атаки, соответствующих максимальному коэффициенту подъемной силы.
Рис. 3. Конечно-элементная модель крыла при направлении материала вдоль осей Ъ (а) и X (б)
Расчетное аэродинамическое давление, действующее на нижнюю обшивку крыла, определяется следующей системой уравнений [13]:
Р
У
аэр
- аэр
Ра
аэр
008 0
У = внэ /;
Онэ/,
5кр
где Раэр — аэродинамическая нагрузка; У — подъемная сила; 0 — угол между подъемной силой и силой лобового сопротивления, 008 0«1; в — взлетная масса БПЛА, в = = 450 кг; нэ — коэффициент перегрузки, нэ = 2,5; / — коэффициент безопасности, / = = 1,5; 5кр — площадь крыла, 5кр = 8,2 м2. Рас-
четное аэродинамическое равным 2018,18 Па.
давление принято
Результаты расчетов. Для всех КСС толщина обшивки составляла 2 мм, толщина нервюр — 1,5 мм. При расчете учтено изменение толщины лонжеронов вдоль размаха крыла для получения допустимого максимального прогиба. Допустимый прогиб крыла определен как 6 % размаха крыла [14].
Таблица 2
Результаты расчета параметров крыла для различных вариантов КСС
Д Вариант ^вухлонжеронная КСС . . Максимальный Масса, кг - прогиб, мм Вариант Трехлонжеронная КСС . . Максимальный Масса, кг - прогиб, мм
1 34,69 315,7 13 34,02 314,8
2 35,16 315,4 14 34,21 318,3
3 37,18 315,7 15 34,24 315,3
4 38,07 315,4 16 34,47 313,0
5 33,75 315,7 17 34,48 314,2
6 34,22 315,4 18 35,21 316,9
7 34,29 315,8 19 35,66 314,5
8 35,83 315,6 20 35,88 315,8
9 34,61 315,2 21 34,00 310,4
10 34,56 315,9 22 34,21 314,3
11 34,15 315,4 23 33,97 315,0
12 34,61 315,2 24 34,47 314,2
- - - 25 33,97 315,5
- - - 26 34,21 314,3
- - - 27 34,83 314,4
28 34,43 315,3
39 38 37
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28
Варианты
Рис. 4. Значения массы крыла для различных вариантов КСС
Для рассмотренных вариантов КСС вычислены значения массы и прогиба под действием аэродинамической нагрузки. Расчеты напряженно-деформированного состояния выполнены в программе FEMAP. Результаты расчета оптимальных параметров крыла — массы и максимального прогиба — для рассмотренных вариантов КСС приведены в табл. 2.
Значения массы крыла для различных вариантов КСС приведены на рис. 4, где видно, что
оптимальным по критерию минимальной массы крыла БПЛА является пятый вариант двухлон-жеронной КСС, выделенный красным цветом.
Выводы
1. Определено оптимальное положение лонжеронов и нервюр относительно кромки крыла по критерию его минимальной массы при заданном максимальном прогибе.
2. Выявлена оптимальная двухлонжеронная ККС, в которой передний и задний лонжероны расположены на расстоянии 30 и 60 % хорды от кромки крыла соответственно.
Литература
3. Масса оптимального двухлонжеронного крыла, полученного путем оптимизации толщины лонжерона вдоль его размаха, меньше, чем у другого типа крыла.
[1] Яцук К.В., Стафеев М.С., Казаринов С.В. Применение беспилотных летательных аппа-
ратов в локальных конфликтах и войнах. Молодой ученый, 2016, № 25, с. 107-111. URL: https://moluch.ru/archive/129/35666/ (дата обращения 15 мая 2020).
[2] Gurova G.G., Reznik S.V., Shafikova I.R. New materials and developing English language
competence in university students and teachers. Journal of physics. Conference series, 2018, vol. 1134, no. 1, doi: 10.1088/1742-6596/1134/1/012019
[3] Reznik S.V. Thermal regimes of space composite structures. Part I. MATEC web of confer-
ences, 2018, vol. 194, no. 1, doi: doi.org/10.1051/matecconf/201819401048
[4] Гордиенко А.В., Припадчев А.Д. К вопросу автоматизированного проектирования об-
лика беспилотного летательного аппарат самолетной схемы. Известия Самарского научного центра Российской академии наук, 2013, № 4, с. 911-913.
[5] Беспилотный летательный аппарат Hermes 450. URL: https://bp-la.ru/
izrailskij-bla-hermes-450/ (дата обращения 15 мая 2020).
[6] Алиакбаров Д.Т., Матуразов И.С. Исследование и выбор оптимальной конструктивно-
силовой схемы крыла сельскохозяйственного самолета. Наука, техника и образование, 2017, № 1, с. 30-32.
[7] Михайловский К.В., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимер-
ных композиционных материалов на основе параметрического моделирования. Часть 2. Проектирование силовой конструкции. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2016, № 12, с. 106-116, doi: 10.18698/0536-1044-2016-12106-116
[8] Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Mikhailovskii K.V. Development of elements of reusable heat
shields from a carbon-ceramic composite material 1. Theoretical forecast. Journal of engi-neeringphysics and thermophysics, 2019, vol. 92, no. 1, pp. 89-94, doi: 10.1007/s10891-019-01910-0
[9] Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Azarov A.V. Substantiation of the structural-layout scheme of
the mirror-space-antenna reflector with a high shape stability and a low density per unit length. Journal of engineering physics and thermophysics, 2015, vol. 88, no. 3, pp. 699-705, doi: 10.1007/s10891-015-1239-x
[10] Смердов А.А., Буянов И. А., Чуднов И.В. Анализ оптимальных сочетаний требований к разрабатываемым углепластикам для крупногабаритных ракетно-космических конструкций. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2016, № 8, с. 70-78, doi: 10.18698/0536-1044-2012-8-70-77
[11] Aung P.W., Tatarnikov O., Aung N.L. Structural optimization of a light aircraft composite wing. IOP Conference Series: Materials Science and Engineering, 2020, vol. 709, no. 1, doi: 10.1088/1757-899X/709/4/044094
[12] Хонг Ф.Н., Бирюк В.И. Исследования по оптимизации конструктивно-силовой схемы самолета с прямым крылом из композиционных материалов. Труды Московского физико-технического института, 2014, т. 6, № 2, с. 133-141.
[13] Чепурных И.В. Прочность конструкций летательных аппаратов. Комсомольск-на-Амуре, КнАГТУ, 2013. 137 с.
[14] Тарасов Ю.Л., Лавров Б.А. Расчет на прочность элементов конструкции самолета. Самара, Самарский ун-т, 2000. 112 с.
References
[1] Yatsuk K.V., Stafeyev M.S., Kazarinov S.V. The use of unmanned aerial vehicles in local con-
flicts and wars. Young Scientist, 2016, no. 25, pp. 107-111 (in Russ.). Available at: https://moluch.ru/archive/129/35666/ (accessed 15 May 2020).
[2] Gurova G.G., Reznik S.V., Shafikova I.R. New materials and developing English language
competence in university students and teachers. Journal of physics. Conference series, 2018, vol. 1134, no. 1, doi: 10.1088/1742-6596/1134/1/012019
[3] Reznik S.V. Thermal regimes of space composite structures. Part I. MATEC web of confer-
ences, 2018, vol. 194, no. 1, doi: doi.org/10.1051/matecconf/201819401048
[4] Gordiyenko A.V., Pripadchev A.D. The question of computer aided design shape of un-
manned aerial vehicle the airplane scheme. Izvestiya Samarskogo nauchnogo tsentra Ros-siyskoy akademii nauk, 2013, no. 4, pp. 911-913 (in Russ.).
[5] Bespilotnyy letatel'nyy apparat Hermes 450 [Unmanned aerial vehicle Hermes 450]. Available
at: https://bp-la.ru/izrailskij-bla-hermes-450/ (accessed 15 May 2020).
[6] Aliakbarov D.T., Maturazov I.C. Research and selection of the optimal structural-power
scheme of the wing of an agricultural aircraft. Nauka, tekhnika i obrazovaniye, 2017, no. 1, pp. 30-32 (in Russ.).
[7] Mikhaylovskiy K.V., Baranovskiy S.V. The Methods of Designing a Polymer Composite
Wing Using Parametrical Modeling. Part II. Design of the Load Bearing Structure. Proceedings of Higher Educational Institutions. Machine Building, 2016, no. 12, pp. 106-116, doi: 10.18698/0536-1044-2016-12-106-116
[8] Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Mikhailovskii K.V. Development of elements of reusable heat
shields from a carbon-ceramic composite material 1. Theoretical forecast. Journal of engineering physics and thermophysics, 2019, vol. 92, no. 1, pp. 89-94, doi: 10.1007/s10891-019-01910-0
[9] Reznik S.V., Prosuntsov P.V., Azarov A.V. Substantiation of the structural-layout scheme of
the mirror-space-antenna reflector with a high shape stability and a low density per unit length. Journal of engineering physics and thermophysics, 2015, vol. 88, no. 3, pp. 699-705, doi: 10.1007/s10891-015-1239-x
[10] Smerdov A.A., Buyanov I.A., Chudnov I.V. Analysis of optimal combinations of requirements to developed CFRP for large space-rocket designs. Proceedings of Higher Educational Institutions. Machine Building, 2016, no. 8, pp. 70-78 (in Russ.), doi: 10.18698/0536-10442012-8-70-77
[11] Aung P.W., Tatarnikov O., Aung N.L. Structural optimization of a light aircraft composite wing. IOP Conference Series: Materials Science and Engineering, 2020, vol. 709, no. 1, doi: 10.1088/1757-899X/709/4/044094
[12] Khong F.N., Biryuk V.I. Research on optimization of the structural-power scheme of an aircraft with a straight wing made of composite materials. Trudy Moskovskogo fiziko-tekhnicheskogo instituta, 2014, vol. 6, no. 2, pp. 133-141 (in Russ.).
[13] Chepurnykh I.V. Prochnost' konstruktsiy letatel'nykh apparatov [Structural strength of aircraft]. Komsomolsk-on-Amur, KnASTU publ., 2013. 137 p.
[14] Tarasov Yu.L., Lavrov B.A. Raschet na prochnost' elementov konstruktsii samoleta [Strength calculation of aircraft structural elements]. Samara, Samarskiy un-t publ., 2000. 112 p.
Статья поступила в редакцию 31.08.2020
Информация об авторах
НАЙНГ Лин Аунг — аспирант кафедры «Ракетно-космические композитные конструкции». МГТУ им. Н.Э. Баумана (105005, Москва, Российская Федерация, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1, e-mail: nainglinaung.cm13@gmail.com).
ПХУ Вэй Аунг — аспирант кафедры «Ракетно-космические композитные конструкции». МГТУ им. Н.Э. Баумана (105005, Москва, Российская Федерация, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1, e-mail: thzr093@gmail.com).
ТАТАРНИКОВ Олег Вениаминович — доктор технических наук, профессор кафедры «Ракетно-космические композитные конструкции». МГТУ им. Н.Э. Баумана; заведующий кафедрой высшей математики. Российский экономический университет имени Г.В. Плеханова (117997, Москва, Российская Федерация, Стремянный пер., д. 36, e-mail: tatarnikov.ov@rea.ru).
Information about the authors
NAING Lin Aung — Postgraduate, Rocket and Space Composite Design Department. Bauman Moscow State Technical University (105005, Moscow, Russian Federation, 2nd Baumanskaya St., Bldg. 5, Block 1, e-mail: nainglinaung.cm13@gmail.com).
PHYO Wai Aung — Postgraduate, Rocket and Space Composite Design Department. Bauman Moscow State Technical University (105005, Moscow, Russian Federation, 2nd Baumanskaya St., Bldg. 5, Block 1, e-mail: thzr093@gmail.com).
TATARNIKOV Oleg Veniaminovich — Doctor of Science (Eng.), Professor, Rocket and Space Composite Design Department. Bauman Moscow State Technical University; Head of Advanced Mathematics Department. Plekhanov Russian University of Economics (11799736, Moscow, Russian Federation, Stremyannyy Lane, Bldg. 36, e-mail: tatarnikov.ov@rea.ru).
Просьба ссылаться на эту статью следующим образом:
Найнг Лин Аунг, Пху Вэй Аунг, Татарников О.В. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2020, № 11, с. 89-95, doi: 10.18698/0536-1044-2020-11-89-95
Please cite this article in English as: Naing Lin Aung, Phyo Wai Aung, Tatarnikov O.V. Selection of the Optimal Load Bearing Wing Structure Scheme for an Unmanned Aerial Vehicle. BMSTU Journal of Mechanical Engineering, 2020, no. 11, pp. 89-95, doi: 10.18698/0536-1044-2020-11-89-95
В Издательстве МГТУ им. Н.Э. Баумана вышло в свет учебное пособие
«Применение грунтов в дорожном строительстве»
Авторы: В.А. Борисов, М.А. Сорокин, Д.М. Левушкин, Н.И. Казначеева
Рассмотрены основные положения инженерной геологии, состав и свойства грунтов, их влияние на дорожно-строительные качества, а также методы и методики по их улучшению. Приведены справочные материалы для подготовки к написанию рефератов и к практическим занятиям по дисциплинам «Дорожно-строительные материалы и машины», «Инженерно-геологическое обеспечение дорожного строительства».
Для студентов, обучающихся по направлению подготовки 35.03.02 «Технология лесозаготовительных и деревоперерабатывающих производств», направленность подготовки «Лесоинженерное дело».
По вопросам приобретения обращайтесь:
105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1. Тел.: +7 499 263-60-45, факс: +7 499 261-45-97; press@bmstu.ru; www.baumanpress.ru
