Статическая аэроупругость крыльев переменной стреловидности

• Автор: Юн Хе Сок
• Шифр специальности: 01.02.04
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 119 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение
1.ПОСТРОЕНИЕ МАТРИЦЫ ЖЕСТКОСТИ ОТСЕКОВ АНИЗОТРОПНОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ КРЫЛА
С ПРОИЗВОЛЬНЫМ КОНТУРОМ ПОПЕРЕЧНЫХ СЕЧЕНИЙ
1.1 .Применение балочной модели для отсека анизотропной
цилиндрической оболочки
1.1.1 .Формулировна задачи. Основные соотношения
1.1.2.Решение статически неопределимой задачи
1.1.3. Матрица жесткости отсека
1.2.0быкновенные дифференциальные уравнения балочной модели
для пространственного деформирование анизотропной оболочки с произвольным контуром поперечного сечения
1.2.1. Построение матрицы жесткости отсека
1.3 Анизотропная цилиндрическая оболочка с симметричным
однозамкнутым контуром поперечного сечения
1.3.1. Определение внутренних усилий
1.3.2. Матрица жесткости отсека
1.3.3. Обыкновенные дифференциальные уравнения
1.4. Учет конусности удлиненной оболочки
1.4.1. Формулировка задачи
1.4.2. Построение матриц податливости и жесткости отсека оболочки
1.4.3. Оценка влияния конусности крыла
1.5. Матрица податливости прямоугольного кессона с анизотропными панелями
2. ВЫЧИСЛЕНИЕ МАТРИЦ ЖЕСТКОСТИ ПРЯМЫХ И СКОШЕННЫХ ОТСЕКОВ АНИЗОТРОПНЫХ ОБОЛОЧЕК ВАРИАЦИОННЫМИ И ЧИСЛЕННЫМИ МЕТОДАМИ
2.1. Применение вариационного метода В.З. Власова в перемещениях для расчета прямого отсека
2.1.1. Основные соотношения
2.1.2. Уравнения вариационного метода В.З.Власова

2.2. Численное решение уравнений и построение матрицы жесткости.
2.2.1. Алгоритм численного решения однородных уравнений
2.2.2. Построение матрицы жесткости отсека
2.2.3. Пример расчета матриц жесткости закрепленного отсека
2.3. Использование системы ортогональных функций на произвольном контуре анизотропной цилиндрической оболочки
2.3.1. Построение системы ортогональных функций
2.3.2. Несвязанные уравнения метода В.З.Власова
2.4. Построение матрицы жесткости отсека с использованием системы ортогональных функций
2.4.1. Пример расчета
2.5. Сведение задачи о деформировании скошенного кессона крыла к системе обыкновенных дифференциальных уравнений
2.6. Применение метода отсеков для расчета деформаций скошенного четырехпоясного кессона крыла переменной стреловидности
2.6.1. Матрица жесткости скошенного отсека
2.6.2. Оценка точности аппроксимаций перемещений отсека
2.7. Пример расчета прямоугольного кессона
2.8. Использование МКЭ для построения матриц жесткости отсеков
3. СТАТИЧЕСКИЕ ЗАДАЧИ АЭРОУПРУГОСТИ КРЫЛЬЕВ
ПЕРЕМЕННОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ
3.1.Определение аэродинамических нагрузок на деформируемое
крыло
3.1.1. Плоское обтекание поперечных сечений стреловидного
крыла большого удлинения
3.1.2. Определение аэродинамических нагрузок на упругое крыло
при дозвуковых скоростях по методу дискретных вихрей
3.2. Уравнения статической аэроупругости крыла
3.3. Крыло обратной стреловидности с анизотропной обшивкой в сверхзвуковом потоке
3.4. Примеры расчета распределений аэродинамической нагрузки по размаху крыльев переменной стреловидности
Заключение
Список литературы

ВВЕДЕНИЕ
Действующие на самолет в полете аэродинамические нагрузки зависят от деформаций его конструкции. Поэтому для определения аэродинамического нагружения самолетов при установившемся криволинейном движении, при маневрах, вызванных отклонениями рулевых поверхностей, и при действии порывов ветра необходимо решать связанную задачу динамики полета и аэроупругости.
При оптимизации конструкции самолета, когда варьируются параметры ее силовых элементов, такую задачу приходится решать многократно, дополняя ее при учете различных органичений задачами расчета напряженно-деформированного состояния и устойчивости элементов конструкции, определения критических скоростей флаттера, дивергенции, реверса рулей и др. Все указанные задачи для составных тонкостенных конструкций являются весьма сложными. Использовать для решения этих задач при оптимизации какую-либо одну общую расчетную модель (например, пространственную конечно-элементную модель с мелкой сеткой, пригодную для расчета статического напряженно-деформированного состояния) не рационально из-за весьма большой трудоемкости или даже практически неосуществимо в динамике больших конструкций без редукции системы или без использования метода подконструкций.
В аэроупругости (эта задача является наиболее трудоемкой из вышеперечисленных) на распределение аэродинамических нагрузок обычно основное влияние оказывают кинематические параметры движения самолета как твердого тела и некоторое число низших собственных форм колебаний конструкции. Поэтому при решении этой задачи в расчетной аэроупругой модели для конструкции самолета как тонкого тела можно использовать балочные и пластинчатые модели, а для аэродинамических нагрузок -квазистационарную теорию несущей поверхности. Такие модели широко используются на этапе предварительного проектирования и оптимизации конструкций ЛА, поскольку они сравнительно просты и не требуют детализированной информации о всех силовых элементах конструкции, ограничиваясь только определенным интегральными характеристиками.
В настоящее время возможности современных компьютеров и наличие существующих программных комплексов, которые базируются на детализированных конечно-элементных моделях конструкции и панельных методах аэродинамики, позволяют решать комплексные задачи аэродинамического нагружения, прочности и аэроупругости сложных тонкостенных конструкций ЛА без привлечения каких-либо упрощенных моделей. Однако такие расчеты вследствие их большой трудоемкости и

У'у - Ри^х + РпО-у + РгъМ2 + у/,
<р' - Рт,Мх + РъъО-у + Рз$Мг . (1.97)
Уравнения (1.95), (1.97) образуют систему б-ти обыкновенных дифференциальных уравнений первого порядка.
Решение этих уравнений строится в виде суммы линейно-независимых решений задачи Коши с начальными условиями, которые могут быть получены численно с использованием стандартных программ [12].
Неизвестные коэффициенты при этих решениях определяются из заданных граничных условий на концах г = 0 и г = Ь для функций Мх или
у/, ()у или Уу, М2 или у) по алгоритму, изложенному в разделе 1.2.2.
1.4. Учет конусности удлиненной оболочки
1.4.1. Формулировка задачи
Для оценки влияния конусности, рассмотрим изгиб — сдвиг в плоскости уг и кручение относительно оси г отсека тонкостенной подкрепленной
оболочки с произвольным симметричным относительно плоскости хг контуром поперечного сечения.
Будем считать , что в пределах длины отсека оболочка по форме близка к слабоконической и её поверхность является линейчатой : образующие оболочки являются прямыми линиями, углы между которыми и произвольно выбранной в плоскости симметрии осью ^ являются малыми (синус малого угла приблизительно равен углу, а косинус - единице ).
Продольные подкрепляющие элементы такой оболочки направлены вдоль образующих и работают на растяжение — сжатие, рис. 1.8.