| |
выдвинул на передний план изучение вопросов жёсткости авиационных конструкций;
полёты на сверхзвуковых скоростях потребовали рассмотрения воздействия высоких
температур и влияния неравномерного нагревания на прочность, устойчивость и
жёсткость конструкции. Возникла необходимость исследования температурных
напряжений, коробления, так называемой длительной прочности и ползучести
материала. При проектировании силовой конструкции летательного аппарата наряду
со С. п. должны быть обеспечены требования безопасности по условиям
аэроупругости, эксплуатационной живучести и сопротивления усталости.
Основное требование к авиационным конструкциям — высокая надёжность при
минимальной массе — обусловливает специфику исследований по обеспечению С. п.
летательных аппаратов. Для этого проводятся расчёт и экспериментальная проверка
С. п. В расчётах используются методы, позволяющие учитывать большое число
факторов, влияющих на напряжённо-деформированное состояние (НДС), что
обеспечивает высокую точность получаемых результатов.
Расчёт С. п. включает следующие этапы: выбор расчётной модели; определение её
геометрических и упругих характеристик; приведение действующих внешних нагрузок
к расчётной модели; составление и решение уравнений, описывающих расчётную
модель; сравнение полученных расчётных данных с результатами экспериментов;
формирование рекомендаций на проектирование летательного аппарата. При расчётах
С. п. используются основные положения теории упругости и пластичности, теории
пластин и оболочек, строительной механики, механики разрушения.
Расчёты подразделяются на проектировочные и поверочные. На этапе проектирования,
исходя из внешних нагрузок, определённых по Нормам прочности, обосновывается
выбор рациональной конструктивно-силовой схемы, конструкционного материала,
площадей и толщин основных силовых элементов, оценивается масса конструкции.
Для проектировочных расчётов используют общие сведения о создаваемой
конструкции и параметрические зависимости, полученные на основе статистических
данных или из фундаментальных соотношений теории подобия. Проектирование
силовой конструкции первоначально производится для ряда определяющих случаев
нагружения и ограничений по критическим скоростям. Рационально спроектированная
конструкция при минимальной массе удовлетворяет ограничениям по прочности и
аэроупругости. Выбор рациональной конструктивно-силовой схемы и распределения
силового материала производится на основе математических методов оптимизации.
В поверочном расчёте при известных конструктивно-силовой схеме, а также
геометрических и жёсткостных характеристиках выявляется соответствие расчётных
напряжений допускаемым. Наибольшие расчётные напряжения должны соответствовать
разрушающим нагрузкам, действующим на различные агрегатные зоны конструкции, а
также должны быть меньше или равны допускаемым напряжениям. Поверочные расчёты
условно разделяются на две группы: определение напряженно-деформированного
состояния и нахождение допускаемых напряжений по условиям прочности (с учётом
влияния концентраторов напряжений, свойств материала и других факторов),
устойчивости, живучести конструкции. Допускаемые напряжения для отдельных
агрегатов и элементов могут учитывать требования усталостной прочности.
При определении НДС в качестве расчётных моделей используются тонкостенные
стержни, ферменные системы, пластины, оболочки и конечные элементы. Теория
тонкостенных стержней базируется на допущении о недеформируемости поперечного
контура (гипотезе прямых нормалей). В соответствии с этим нагрузки на элементы
летательного аппарата приводятся к оси жёсткости в виде изгибающих и крутящих
моментов, а также перерезывающих сил. При этом уравнения относительно линейных
и угловых перемещений решаются раздельно. При расчёте конструкции, моделируемой
тонкостенным стержнем, рассматривается зона свободных деформаций. Рассмотрение
стеснённых деформаций сводится к учёту самоуравновешенных напряжений.
Для определения НДС в скошенных системах (например, в стреловидных крыльях), а
также в зонах вырезов и других нерегулярностей используются уравнения теории
оболочек (дискретные, полубезмоментные и др.), на основе которых работа обшивки
на сдвиг и работа продольных элементов разделяются или форма деформации
элемента заранее предписывается. Этот подход используется для расчёта несущих
поверхностей, фюзеляжей, корпусов и т. п. Результаты расчёта дают представление
о распределении основных сил, однако переменность и деформируемость контура,
местное НДС от резкого изменения площадей силовых элементов и действия
сосредоточенных сил здесь учитываются приближённо.
Для расчётов крыльев малого удлинения применяется метод пластинной аналогии, на
основе которого упругие характеристики крыла представляются эффективными
жесткостями эквивалентной пластины. При решении этих задач используется метод
Ритца с различными способами задания координатных функций. В ряде
проектировочных расчётов, при решении задач оптимизации конструктивно-силовой
схемы и аэроупругости летательного аппарата в применяемом усовершенствованном
методе пластинной аналогии учитывается влияние деформаций поперечного сдвига в
стенках конструкций.
Для расчётов НДС произвольных и нерегулярных конструкций используется метод
конечных элементов, когда дискретный эквивалент конструкции набирается из
конечных элементов с заранее заданными упругими связями между узловыми
нагрузками и перемещениями (записанными в форме матрицы жёсткости и упругости).
Элементы соединяются между собой в узлах, к которым прикладывается внешняя
нагрузка. Система уравнений равновесия или совместности деформаций может
насчитывать несколько тысяч неизвестных. Точность метода зависит от выбранного
числа и типов конечных элементов и способов приведения внешних нагрузок. Метод
позволяет автоматизировать расчёт (от подготовки исходных данных до
визуализации входной информации), делая его комплексным, объединяющим во
взаимосвязанную систему расчеты внешних нагрузок, проектировочные и проверочные
|
|
