Preview

Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей»

Расширенный поиск

Численное исследование прочностных характеристик V-образного оперения беспилотного летательного аппарата на основе композиционных материалов

https://doi.org/10.38013/2542-0542-2020-3-54-61

Полный текст:

Аннотация

В работе представлены результаты исследования жесткости конструкции хвостового оперения V-образной схемы беспилотного летательного аппарата из полимерных композиционных материалов на основе эпоксидной матрицы с наполнением из стекловолокна и углеволокна. Исследование проведено методом численного моделирования напряженно-деформированного состояния конструкции в программно-вычислительном комплексе Ansys Mechanical с использованием модуля Composite Prep-Post для задания модели слоистых структур полимерных композиционных материалов. Определены значения напряжений и деформаций в условиях статического нагружения. Произведена верификация расчета путем сравнения результатов со значениями, полученными в ходе проведения натурного эксперимента.

Показано, что числовые значения, полученные численными методами расчета, на 10–15 % отличаются от результатов натурного эксперимента. Высказано предположение, что это явление обусловлено макро-структурными неоднородностями полимерных композиционных материалов, возникшими в результате безавтоклавного метода формования, которые не учитываются в ходе численного моделирования, базирующегося на рассмотрении идеализированных микромоделей. Для решения задачи повышения точности численного моделирования в первом приближении предлагается ввести поправочный коэффициент при расчете величины деформации в задачах на жесткость конструкции.

Для цитирования:


Лазорин А.Е., Дегтярев А.А., Поликарпов А.А. Численное исследование прочностных характеристик V-образного оперения беспилотного летательного аппарата на основе композиционных материалов. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2020;(3):54-61. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2020-3-54-61

For citation:


Lazorin A.E., Degtyarev A.A., Polikarpov A.A. Numerical study of the strength characteristics of the V-shaped tail of an unmanned aerial vehicle based on composite materials. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2020;(3):54-61. (In Russ.) https://doi.org/10.38013/2542-0542-2020-3-54-61

Введение

Известно, что при увеличении удлинения эф­фективность хвостового оперения возрастает [1], однако при этом увеличивается влияние упругих деформаций конструкции, величина которых зависит от аэродинамических нагру­зок. У современных самолетов и беспилотных летательных аппаратов (БЛА), летающих с вы­сокими скоростями, это влияние может быть весьма значительным, особенно с тонкими стреловидными несущими поверхностями. Если у прямого оперения при его деформа­ции угол атаки изменяется только в результате кручения, то у стреловидного он меняется еще и в результате изгиба [2]. Таким образом, изгиб оперения в процессе полета ведет к повыше­нию устойчивости БЛА, что, в свою очередь, приводит к увеличению расходов рулей высо­ты на балансировку и, как следствие, к умень­шению скорости и дальности полета аппарата.

Для сохранения заданных летно-техни­ческих характеристик БЛА необходимо умень­шить величину деформации оперения в про­цессе полета, сохранив при этом его массу на прежнем уровне. Также необходимо выра­ботать подход к рациональному проектиро­ванию силовых элементов конструкции БЛА на примере оперения из полимерных компо­зиционных материалов (ПКМ) с учетом обес­печения минимальной массы и достаточной жесткости в условиях сохранения высоких аэродинамических характеристик.

В авиации наибольшее распростране­ние получили волокнистые композиционные материалы, состоящие из полимерной эпок­сидной или полиэфирной матрицы и высоко­модульных волокон на основе органических, углеродных или борных элементарных ни­тей. Главными достоинствами полимерных композиционных материалов, по сравнению с металлами, являются более высокие харак­теристики прочности и жесткости при мень­шей массе, а также возможности управления свойствами материала по различным направ­лениям, в зависимости от типа создаваемой конструкции. Слоистые ПКМ, как правило, наилучшим образом применимы в тонкостенных оболочках, где напряжения в слоях во­локна значительно превышают межслоевые напряжения. Возможность сочетания раз­личных схем укладки слоев и чередования направлений армирования позволяет получать материалы, наилучшим образом соответству­ющие области применения.

Постановка задачи

Исследовались характеристики прочности и изгибной жесткости стреловидного опере­ния V-образной схемы, симметричного профи­ля малой относительной толщины в условиях статического нагружения [3].

Объектом исследования является V-об­разное хвостовое оперение БЛА, общий вид которого представлен на рисунке 1.

 

Рис. 1. Общий вид V-образного оперения БЛА

 

Одной из основных задач при проекти­ровании БЛА является снижение массы и по­вышение жесткости конструкции. Сложность решения этой задачи обусловлена высокими аэродинамическими нагрузками на планер БЛА в процессе полета, а также обеспечение низкой себестоимости его изготовления.

Для обеспечения восприятия полетных нагрузок, полученных в результате выполнения аэродинамических расчетов, в ходе конструк­торской проработки хвостового оперения была выбрана конструктивно-силовая схема (КСС), состоящая из двух лонжеронов с частично не­сущей обшивкой. Общий вид КСС консоли оперения представлен на рисунке 2, верхняя панель обшивки для наглядности не показана.

Передний лонжерон прямоугольного се­чения служит для восприятия нагрузок, возни­кающих под действием аэродинамических сил в процессе полета. Конструктивно он состоит из двух полок из стеклянного ровинга и двух стенок из стеклоткани с сердцевиной из пе­нопласта Rohacell® 110 WF. Конструктивно он замыкает носок профиля оперения, создавая замкнутый кессон, хорошо сопротивляющий­ся изгибным деформациям и значительно уве­личивающий общую жесткость конструкции. Задний лонжерон по конструкции аналогичен переднему, предназначен для восприятия на­грузок, возникающих под действием аэроди­намических сил в результате отклонения рулей высоты, и служит для них монтажной базой.

Оба лонжерона также служат для размещения стыковочных штырей и передачи посредством них нагрузок от оперения на фюзеляж БЛА. Для связи верхней и нижней обшивок опере­ния по торцам размещены тонкие алюминие­вые нервюры.

Обшивка представляет собой трехслой­ную сэндвич-панель, состоящую из двух слоев стеклоткани и промежуточного слоя наполни­теля, в качестве которого выступает пенопласт Airex® С70.75 или нетканый полиэфирный материал Soric® LRC 2. В местах крепления лонжеронов, а также в месте нахлеста верхней и нижней обшивок в районе передней кромки оперения для предотвращения разрыва панели по наполнителю в результате действия полет­ных нагрузок слой наполнителя отсутствует. Общий вид структуры сэндвич-панели обшив­ки представлен на рисунке 3.

 

Рис. 2. Общий вид КСС консоли оперения

 

 

Рис. 3. Общий вид структуры сэндвич-панели обшивки

 

Описание решения

Для уточнения прочностных характеристик консоли оперения выполнен прочностной рас­чет методом конечных элементов (КЭ) в сре­де программного комплекса Ansys Mechanical с применением модуля расчета статической прочности Static Structural и специализирован­ного модуля расчета композитных конструк­ций Composite Prep-Post.

Общий вид КЭ-модели оперения для сов­мещенного прочностного расчета (для деталей из ПКМ и из изотропных материалов) с по­строенной сеткой представлен на рисунке 4 (верхняя обшивка для наглядности не пока­зана), укрупненный вид части модели пред­ставлен на рисунке 5, общее количество узлов расчетной сетки 1 953 601. Большое количе­ство узлов сетки обусловлено необходимостью создания качественной трехмерной модели деталей из ПКМ в модуле Composite Prep- Post, необходимой для успешной реализации контактных взаимодействий. Динамические эффекты при статическом нагружении не учи­тывались, все материалы приняты линейно­упругими, анизотропия механических свойств деталей из ПКМ учитывалась путем задания по трем осям координат соответствующих зна­чений физико-механических свойств, получен­ных в испытательной лаборатории.

 

Рис. 4. Общий вид модели для прочностного расчета

 

 

Рис. 5. Укрупненный вид части модели для прочностного расчета

 

Схема нагружения представлена на ри­сунке 6. Фиксация выполнена аналогично креплению в БЛА - крепежные штыри зафик­сированы поддержкой fixed support, а на то­рец корневой нервюры наложено ограничение на перемещение «внутрь фюзеляжа» на сжатие compression only support. Консоль нагружена расчетной нагрузкой, полученной в результа­те численного моделирования в Ansys CFX для данного режима полета, численно состав­ляющей 444,3 Н.

 

Рис. 6. Общий вид схемы нагружения, где A - compression only support, B - распределенная нагрузка из CFX, C - fixed support

 

В результате расчета получена дефор­мированная модель, которая наглядно де­монстрирует поля распределения напряжений по обшивке оперения (рис. 7) и лонжеронам (рис. 8), а также деформацию конструкции оперения под нагрузкой (рис. 9).

 

Рис. 7. Распределение напряжений по обшивке оперения

 

 

Рис. 8. Распределение напряжений по лонжеронам оперения

 

 

Рис. 9. Деформация конструкции оперения под нагрузкой

 

В результате выполнения численного моделирования определены значения макси­мального напряжения и максимальной дефор­мации оперения, составляющие 186,03 МПа и 35,6 мм соответственно. Полученное зна­чение напряжений для данной конструкции не является критичным, поскольку коэффи­циент запаса по нагрузке составил 1,78. Жел­тые и красные цвета на представленном рас­пределении напряжений отчетливо не видны и обусловлены особенностями формирования КЭ-модели.

В ходе проведенных натурных испыта­ний по верификации прочностного расчета была воссоздана расчетная схема нагружения. Консоль жестко закреплялась за крепежные штыри с упором в корневую нервюру и нагру­жалась в пяти точках грузами массами М1-М5, полученными в результате численного модели­рования заданного режима полета в Ansys CFX в виде коэффициентов давления Cp для каждо­го заданного сечения. Величина деформации под нагрузкой измерялась в точке концевого сечения, соответствующей точке наибольше­го перемещения, полученного в результа­те выполнения численного моделирования. Схема нагружения, созданная в ходе натур­ных испытаний, представлена на рисунке 10.

 

Рис. 10. Схема нагружения

 

Общий вид деформированной модели опере­ния, демонстрирующей характер его изгиба под нагрузкой в сравнении с исходной моде­лью, представлен на рисунке 11.

 

Рис. 11. Общий вид деформированной модели оперения

 

В результате эксперимента опреде­лено значение деформации, равное 42 мм, что на 17,9 % больше расчетного значения. Причиной столь значительного различия меж­ду значениями деформации, полученными численным моделированием и натурным экс­периментом, предположительно является недо­статочная стабильность механических свойств ПКМ, получаемых в процессе изготовления оперения. В численном расчете использованы значения модулей упругости при растяжении и изгибе, полученные на основе исследований образцов ПКМ в испытательной лаборатории. Однако, как показал проведенный экспери­мент, механические свойства ПКМ в деталях, изготавливаемых серийно, могут отличатся от определенных на основе испытательных образцов.

Для решения задачи увеличения жест­кости оперения при условии сохранения его массы на прежнем уровне, в процессе прора­ботки конструкции были внесены следующие изменения: уменьшено сечение полок лонже­ронов в концевой части, увеличена толщина стенки на всем размахе, наполнитель ПКМ полок и стенок лонжеронов из стекловолокна заменен углеволокном, рисунок 12.

 

Рис. 12. Схема изменений в конструкции оперения

 

В ходе выполнения повторного числен­ного моделирования получено расчетное зна­чение величины деформации 20,9 мм (рис. 13), что на 40 % меньше первоначального. В рам­ках поставленной задачи в результате числен­ного моделирования заданного режима поле­та в Ansys CFX данная величина деформации признана допустимой.

 

Рис. 13. Деформация конструкции оперения под нагрузкой

 

Повторный натурный эксперимент по схеме нагружения, аналогичный перво­начальному, но с новым оперением, пока­зал, что максимальное значение деформации составило 23 мм, что всего на 9 % больше расчетного значения. Данную величину от­клонения можно объяснить несовершенством схемы нагружения, точностью измерения зна­чений при проведении эксперимента.

Выводы и рекомендации

В результате выполненных расчетов в Ansys Mechanical и замены материала при сохра­нении массы конструкции удалось повысить жесткость оперения, величина деформации под нагрузкой снижена на 45 % по отношению к исходному варианту. Проведенный в ходе испытательных полетов летный эксперимент подтвердил снижение балансировочного угла в канале тангажа с 4 до 2 градусов на крейсер­ском режиме полета. Летно-технические ха­рактеристики БЛА с новым оперением удовле­творяют требованиям по величине расходов рулей высоты на балансировку, что, в свою очередь, позволит достичь заданных значений максимальной скорости и дальности полета.

Сравнение результатов численного моде­лирования в Ansys Mechanical со значениями деформации, полученными эксперименталь­ным путем, показывает, что в ходе анализа учтены не все значимые факторы. Числен­ные значения механических характеристик, рассматриваемых ПКМ для расчетной и фи­зической модели оперения, могут отличаться. Предположительно, это связано со стабиль­ностью получения одинаковых и однородных по свойствам структур в процессе изготовле­ния деталей из ПКМ методом ручной пропитки волокна и безавтоклавного формования в мат­рице под действием вакуума. Соотношение матрицы и наполнителя в этом случае может меняться в некоторых пределах в зависимости от равномерности распределения связующего в каждом слое формируемого в процессе изго­товления ПКМ пакета.

При выполнении проектировочных расчетов на жесткость конструкции изделий из ПКМ, изготавливаемых вышеуказанным способом, предлагается вводить поправочный коэффициент для величины расчетной дефор­мации на уровне 1,1-1,15 для компенсации неоднородности механических свойств, полу­чаемых слоистых ПКМ на макроуровне.

Список литературы

1. Аронин Г. С. Практическая аэродинамика. М.: Воениздат, 1962. 384 с.

2. Практическая аэродинамика маневренных самолетов / Под общ. ред. Н. М. Лысенко. М.: Воениздат, 1977. 439 с.

3. Лазорин А. Е. ТС Замыкание контура проектирования на примере оперения макета БЛА. ФГУП «ЦНИИХМ», 2019. 16 с.

4. Белостоцкий А. М., Дубинский С. И., Аул А. А. Верификационный отчет по программному комплексу ANSYS Mechanical. Том 1. ЗАО НИЦ СтаДиО, 2009. 638 с.

5. Скворцов Ю. В., Глушков С. В. Использование МКЭ-пакета ANSYS для решения задач механики деформируемого твердого тела. ФГОУ «СГАУ», 2011. 427 с.

6. Муйземнек А. Ю., Карташова Е. Д. Механика деформирования и разрушения полимерных слоистых композиционных материалов. ПГУ, 2017. 44 с.


Об авторах

А. Е. Лазорин
Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт химии и механики им. Д.И. Менделеева
Россия

Лазорин Александр Евгеньевич – ведущий инженер-конструктор конструкторского отдела Специального конструкторского бюро. Область научных интересов: разработка конструкции ЛА на основе композиционных материалов, CAE.

Москва



А. А. Дегтярев
Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт химии и механики им. Д.И. Менделеева
Россия

Дегтярев Александр Александрович – кандидат физико-математических наук, начальник Специального конструкторского бюро – заместитель генерального директора. Область научных интересов: динамика сложных технических систем.

Москва



А. А. Поликарпов
Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт химии и механики им. Д.И. Менделеева
Россия

Поликарпов Алексей Андреевич – ведущий инженер-конструктор – руководитель проектов отдела главного конструктора Специального конструкторского бюро.

Область научных интересов: аэродинамика, автоматическое управление полетом, системное проектирование ЛА.

Москва



Для цитирования:


Лазорин А.Е., Дегтярев А.А., Поликарпов А.А. Численное исследование прочностных характеристик V-образного оперения беспилотного летательного аппарата на основе композиционных материалов. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2020;(3):54-61. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2020-3-54-61

For citation:


Lazorin A.E., Degtyarev A.A., Polikarpov A.A. Numerical study of the strength characteristics of the V-shaped tail of an unmanned aerial vehicle based on composite materials. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2020;(3):54-61. (In Russ.) https://doi.org/10.38013/2542-0542-2020-3-54-61

Просмотров: 73


Creative Commons License
Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.


ISSN 2542-0542 (Print)