Оптимизация конструкций самолетов нетрадиционного облика по прочностным критериям

• Автор: Семенов, Владимир Николаевич
• Шифр специальности: 05.07.03
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Жуковский
• Количество страниц: 247 с. : ил.

ГЛАВА
МЕТОДЫ И АЛГОРИТМЫ ИНЖЕНЕРНОЙ ОПТИМИЗАЦИИ И СИНТЕЗА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО КРИТЕРИЯМ ПРОЧНОСТИ И МИНИМУМА ВЕСА
1.1 Обеспечение прочности и снижение веса в общей задаче проектирования силовой конструкции
1.1.1. Вес конструкции в уравнении весового баланса самолета
1.1.2. Классификация задач обеспечения прочности
при минимальном весе конструкции
1.2 Методологические основы оптимизации конструкции
по критериям прочности и минимума веса
1.2.1. Основные понятия оптимизации конструкции
1.2.2. Классические условия экстремума
1.2.3. Постановка задачи инженерного синтеза и оптимизации конструкции
1.2.4. Оптимизация дискретной модели конструкции
1.2.5. Оптимизация распределения материала в конструкции
1.2.6. Прочностные критерии
1.3 Синтез пространственной формы замкнутой системы силовых элементов с криволинейной осью
1.3.1. Оптимизация сечений полок бруса, нагруженного продольной силой и изгибающим моментом
1.3.2. Определение оптимальной формы оси замкнутой балки, нагруженной распределенной нагрузкой
1.3.3. Алгоритм синтеза пространственной формы оси дуги крыла
в замкнутой системе подконструкций
1.3.4. Постановка задачи синтеза формы оси замкнутого крыла
1.3.5. Функциональные операторы алгоритма синтеза формы оси замкнутого контура
1.3.6. Расчетная модель
1.4 Программная реализация и апробация проектировочного расчета, оптимизации и синтеза конструктивно-силовой схемы летательного аппарата
1.4.1. ’’Виртуальная” модель конструкции ЛА
1.4.2. Схема взаимодействия методов и виртуальной модели

1.4.3. Принцип построения конечно-элементной компоненты
виртуальной модели
1.4.4. Сочетание методов и программ в процессе поиска
конструкции минимального веса
1.4.5. Используемые программы МКЭ
1.4.6. Программа синтеза пространственной формы и структуры конструкции. Блок нелинейной оптимизации на основе алгоритма Ласдона - Уорена
1.4.7. Апробация программ оптимизации и синтеза конструкции
1.4.8. Влияние оптимизации конструкции на формы и частоты
ее собственных колебаний
1.4.9. Апробация функций синтеза на примере генерации внутренней

структуры силового шпангоута маневренного самолета
1.4.10. Определение рационального шага регулярных элементов конструкции
1.5 Заключение по главе
ГЛАВА
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЦИОНАЛЬНЫХ ПО КРИТЕРИЯМ ПРОЧНОСТИ И ВЕСА ПАРАМЕТРОВ КОНСТРУКТИВНО СИЛОВЫХ СХЕМ
САМОЛЕТОВ С ЗАМКНУТЫМ КРЫЛОМ
2.1 Общая характеристика самолета с замкнутым крылом
2.1.1. Потенциальные достоинства замкнутого крыла
2.1.2. Особенности работы замкнутого крыла
2.1.3. Сопоставление веса, вида деформаций и распределения
силового материала в крыле самолета со свободнонесущим
и с замкнутым крылом
2.1.4 Особенности деформации замкнутого крыла
2.2 Влияние компоновки и геометрических соотношений подконструкций на массу и деформации замкнутого крыла
2.2.1. Выбор прототипа - эталона
2.2.2. Влияние положения шарниров на массу и прогибы крыла
2.2.3. Определение рациональных параметров промежуточной шайбы
2.2.4. Определение рационального угла поперечной V-образности крыла

2.2.5. Определение рациональной доли консольной части крыла
2.3 Аэродинамические характеристики маневренного самолета
с замкнутым крылом
2.3.1. Теоретические предпосылки аэродинамической рациональности замкнутой схемы крыльев

2.3.2. Взаимодействие крыльев на сверхзвуковых скоростях
2.3.3. Взаимодействие крыльев на дозвуковых скоростях
2.3.4. Расчет по линейной теории
2.3.5. Результаты экспериментальных исследований
Определение рациональных параметров конструкции самолета
с крылом обратной стреловидности, соединенным шайбой с передним горизонтальным оперением
2.4.1. Влияние способа соединения крыла обратной стреловидности
с передним горизонтальным оперением на их массу и деформации
2.4.2. Зависимость веса и деформаций от способа связи ПГО и крыла
2.4.3. Влияние соединительной шайбы на управляемость аппарата
Формирование конструктивного облика проекта самолета “Сталкер-232”
2.5.1. Развитие проекта
2.5.2. Виртуальная модель для дальнейших исследований
Исследование характеристик напряженно-деформированного состояния и веса двухфюзеляжного самолета с замкнутым крылом
2.6.1. Замкнутое крыло в двухфюзеляжной схеме ЛА
2.6.2. Учет изменения массы конструкции фюзеляжа при вариации схемы крыла
2.6.3. Реализация больших пространственных трансформаций двухфюзеляжного самолета со скользящим крылом
2.6.4. Аэросцепка из двухфюзеляжных компонент.
Потенциальные достоинства аэросцепки
Заключение по главе
ГЛАВА
РАЗВИТИЕ КОНСТРУКТИВНО - СИЛОВЫХ СХЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ЗАМКНУТЫМ КОНТУРОМ КРЫЛЬЕВОЙ СИСТЕМЫ
Области рационального применения замкнутого контура подконструкций летательного аппарата
3.1.1. Дополнительные основания для использования замкнутого крыла.
3.1.2. Примеры рационального использования замкнутого контура крыльев.
3.1.3. Пример игнорирования необходимости создания замкнутой конструкции с большой строительной высотой
3.1.4. Исследования в мировых авиационных центрах
Oz ->(mb m2) = (mb |/ь Хь /ь hb bit ...)
- параметры новой геометрии отсеков крыла.
Фиксируем значения х и ух, полученные от программы GRG-2, и вычисляем соответствующие значения параметров геометрии отсеков: - угол поперечного V: чд, угол стреловидности р, длину отсека 1, высоту и ширину сечения кессона h, Ъ.
Операторы пересчета нагружения
Изменение длин и углов пространственной ориентации участков крыла приводит к изменению внешних нагрузок, действующих на участки крыла. Поскольку аэродинамическая сила нормальна к оси балки в каждом ее сечении, а вертикальная составляющая внешней нагрузки должна остаться постоянной и уравновешивать вес аппарата, то из векторного разложения суммарной нагрузки определяется горизонтальная составляющая нагрузки qzOz -» (m2, m3) = (m2, qY, qz, —) - пересчет внешних нагрузок.
Изменения, произведенные операторами 0...0ъ, приводят к нарушению условий равновесия и совместности деформаций.
Ох -» (ш3, ш4) 3 {Subroutine (ш3, РХП, Рун, РZN, Мхн, Myn, MZN ))
- определение реакций взаимодействия концов крыльев.
Оператор Ох является подпрограммой (subroutine) для вычисления новых реакций взаимодействия и обеспечивает совместность деформаций в точке стыка балок. Решение получается на основе метода сил путем раскрытия статической неопределимости рамы.
Os -» (m4, т5) = (ш4, Рхь PYi, Рzi, Мхь MYb MZj)
- внутренние силы в глобальной системе.
После выполнения оператора Ох нагруженность каждой части конструкции для текущей итерации можно рассчитать путем суммирования внешних нагрузок, начиная от свободного конца, который дополнительно нагружен силами, равными реакциям взаимодействия. Для определения нагруженности конкретного элемента необходимо перейти в его локальную систему координат (xe, уе, zj, построенную на главных осях его сечений.
Об -> (ш5, Ш6) = (ГП5, N* QeYi, QeZi, MeXi, MtYi, MeZi)