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.

       Ключевые слова:полимерные композиционные материалы, стеклопластик, углепластик, напряженно-деформированное состояние.

       ***

       ВВЕДЕНИЕ

       Известно, что при увеличении удлинения эф-фективность хвостового оперения возрастает [1], однако при этом увеличивается влияние упругих деформаций конструкции, величина которых зависит от аэродинамических нагру-зок. У современных самолетов и беспилотных летательных аппаратов (БЛА), летающих с вы-сокими скоростями, это влияние может быть весьма значительным, особенно с тонкими стреловидными несущими поверхностями. Если у прямого оперения при его деформа-ции 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 повыше-нию устойчивости БЛА, что, в свою очередь, приводит к увеличению расходов рулей высо-ты на балансировку и, как следствие, к умень-шению скорости и дальности полета аппарата.

       Для сохранения заданных летно-техни-ческих характеристик БЛА необходимо умень-шить величину деформации оперения в про-цессе полета, сохранив при этом его массу на прежнем уровне. Также необходимо выра-ботать подход к рациональному проектиро-ванию силовых элементов конструкции БЛА на примере оперения из полимерных компо-зиционных материалов (ПКМ) с учетом обес-печения минимальной массы и достаточной жесткости в условиях сохранения высоких аэродинамических характеристик.

       В авиации наибольшее распростране-ние получили волокнистые композиционные материалы, состоящие из полимерной эпок-сидной или полиэфирной матрицы и высоко-модульных волокон на основе органических, углеродных или борных элементарных ни-тей. Главными достоинствами полимерных композиционных материалов, по сравнению с металлами, являются более высокие харак-теристики прочности и жесткости при мень-шей массе, а также возможности управления свойствами материала по различным направ-лениям, в зависимости от типа создаваемой конструкции. Слоистые ПКМ, как правило, наилучшим образом применимы в тонкостенных оболочках, где напряжения в слоях во-локна значительно превышают межслоевые напряжения. Возможность сочетания раз-личных схем укладки слоев и чередования направлений армирования позволяет получать материалы, наилучшим образом соответству-ющие области применения.

       ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

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

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

       Рис. 1. Общий вид V-образного оперения БЛА

       Одной из основных задач при проекти-ровании БЛА является снижение массы и по-вышение 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 конструк-торской проработки хвостового оперения была выбрана конструктивно-силовая схема (КСС), состоящая из двух лонжеронов с частично не-сущей обшивкой. Общий вид КСС консоли оперения представлен на рисунке 2, верхняя панель обшивки для наглядности не показана.

       Передний лонжерон прямоугольного се-чения служит для восприятия нагрузок, возни-кающих под действием аэродинамических сил в процессе полета. Конструктивно он состоит из двух полок из стеклянного ровинга и двух стенок из стеклоткани с сердцевиной из пе-нопласта Rohacell？ 110 WF. Конструктивно он замыкает носок профиля оперения, создавая замкнутый кессон, хорошо сопротивляющий-ся изгибным деформациям и значительно уве-личивающий общую жесткость конструкции. Задний лонжерон по конструкции аналогичен переднему, предназначен для восприятия на-грузок, возникающих под действием аэроди-намических 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 опере-ния по торцам размещены тонкие алюминие-вые нервюры.

       Обшивка представляет собой трехслой-ную сэндвич-панель, состоящую из двух слоев стеклоткани и промежуточного слоя наполни-теля, 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 полет-ных нагрузок слой наполнителя отсутствует. Общий вид структуры сэндвич-панели обшив-ки 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 рас-чет методом конечных элементов (КЭ) в сре-де программного комплекса Ansys Mechanical с применением модуля расчета статической прочности Static Structural и специализирован-ного модуля расчета композитных конструк-ций Composite Prep-Post.

       Общий вид КЭ-модели оперения для сов-мещенного прочностного расчета (для деталей из ПКМ и из изотропных материалов) с по-строенной сеткой представлен на рисунке 4 (верхняя обшивка для наглядности не пока-зана), укрупненный вид части модели пред-ставлен на рисунке 5, общее количество узлов расчетной сетки 1 953 601. Большое количе-ство 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 учи-тывались, все материалы приняты линейно-упругими, анизотропия механических свойств деталей из ПКМ учитывалась путем задания по трем осям координат соответствующих зна-чений физико-механических свойств, получен-ных в испытательной лаборатории.

       Рис. 4. Общий вид модели для прочностного расчета

       Рис. 5. Укрупненный вид части модели для прочностного расчета

       Схема нагружения представлена на ри-сунке 6. Фиксация выполнена аналогично креплению в БЛА - крепежные штыри зафик-сированы поддержкой fixed support, а на то-рец корневой нервюры наложено ограничение на перемещение ？внутрь фюзеляжа？ на сжатие compression only support. Консоль нагружена расчетной нагрузкой, полученной в результа-те численного моделирования в Ansys CFX для данного режима полета, численно состав-ляющей 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 дефор-мированная модель, которая наглядно де-монстрирует 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 макси-мального напряжения и максимальной дефор-мации оперения, составляющие 186,03 МПа и 35,6 мм соответственно. Полученное зна-чение напряжений для данной конструкции не является критичным, поскольку коэффи-циент запаса по нагрузке составил 1,78. Жел-тые и красные цвета на представленном рас-пределении напряжений отчетливо не видны и обусловлены особенностями формирования КЭ-модели.

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

       Рис. 10. Схема нагружения

       Общий вид деформированной модели опере-ния, демонстрирующей характер его изгиба под нагрузкой в сравнении с исходной моде-лью, представлен на рисунке 11.

       Рис. 11. Общий вид деформированной модели оперения

       В результате эксперимента опреде-лено значение деформации, равное 42 мм, что на 17,9 % больше расчетного значения. Причиной столь значительного различия меж-ду значениями деформации, полученными численным моделированием и натурным экс-периментом, предположительно является недо-статочная 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 экспери-мент, механические свойства ПКМ в деталях, изготавливаемых серийно, могут отличатся от определенных на основе испытательных образцов.

       Для решения задачи увеличения жест-кости оперения при условии сохранения его массы на прежнем уровне, в процессе прора-ботки конструкции были внесены следующие изменения: уменьшено сечение полок лонже-ронов 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 числен-ного моделирования получено расчетное зна-чение величины деформации 20,9 мм (рис. 13), что на 40 % меньше первоначального. В рам-ках поставленной задачи в результате числен-ного моделирования заданного режима поле-та в Ansys CFX данная величина деформации признана допустимой.

       Рис. 13. Деформация конструкции оперения под нагрузкой

       Повторный натурный эксперимент по схеме нагружения, аналогичный перво-начальному, но с новым оперением, пока-зал, что максимальное значение деформации составило 23 мм, что всего на 9 % больше расчетного значения. Данную величину от-клонения можно объяснить несовершенством схемы нагружения, точностью измерения зна-чений при проведении эксперимента.

       ВЫВОДЫ И РЕКОМЕНДАЦИИ

       В результате выполненных расчетов в Ansys Mechanical и замены материала при сохра-нении 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 крейсер-ском режиме полета. Летно-технические ха-рактеристики БЛА с новым оперением удовле-творяют требованиям по величине расходов рулей высоты на балансировку, что, в свою очередь, позволит достичь заданных значений максимальной скорости и дальности полета.

       Сравнение результатов численного моде-лирования в Ansys Mechanical со значениями деформации, полученными эксперименталь-ным путем, показывает, что в ходе анализа учтены не все значимые факторы. Числен-ные значения механических характеристик, рассматриваемых ПКМ для расчетной и фи-зической модели оперения, могут отличаться. Предположительно, это связано со стабиль-ностью получения одинаковых и однородных по свойствам структур в процессе изготовле-ния деталей из ПКМ методом ручной пропитки волокна и безавтоклавного формования в мат-рице 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 изго-товления ПКМ пакета.

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

       Авторы: Лазорин А.Е., Дегтярев А.А., Поликарпов А.А.

       Материал предоставлен для публикации журналом "Вестник концерна ВКО "Алмаз - Антей"

       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.

       23.12.2020