Моделирование сложных переходных зон при проектировании крупногабаритных элементов конструкций авиационной и ракетной техники

Поэтому образующиеся в процессе изготовления в слоистом композиционном материале (КМ) остаточные напряжения необходимо учитывать при рациональном выборе укладки слоистого КМ. Была принята структура композита с продольной и косой укладкой слоев (0/+50°/-50°/-50°/+50°/0)n на основе углеродной ленты ЛУ-П-0.1 и связующего на эпоксидной основе (ЭНФБ).

Результаты проведенного исследования показывают, что для укладки (0/+50°/-50°/-50°/+50°/0)n наиболее критичной является разориентация всех косых слоев. Значительно меняется коэффициент линейного температурного расширения (КЛТР) в продольном направлении, модули упругости в продольном и поперечном направлениях изменяются в пределах 1…6%, КЛТР в поперечном направлении изменяется в пределах 9…10%.

При разориентации продольных слоев композита модули упругости в поперечном и продольном направлениях меняются в пределах 0,1…0,2%, КЛТР в продольном направлении — в пределах 2%, КЛТР в поперечном направлении меняется незначительно.

Были рассмотрены расчетные схемы различных вариантов конструкции платформы для обшивок с выбранной схемой армирования и трех видов заполнителя: цилиндрические элементы в качестве заполнителя (с элементами и без элементов подкрепления), решетчатый заполнитель, заполнитель из алюминиевых сот. За критерий проектирования была принята стабильность геометрической формы. Из многообразия внешних факторов, влияющих на размерную устойчивость, было выделено температурное поле. Для оценки размеростабильности платформы принят перепад температур между верхней и нижней обшивками ΔT = 20 °C. Данный перепад возникает вследствие энерговыделения приборов, установленных на одной из обшивок платформы.

Также проведена оптимизация различных вариантов исполнения размеростабильной платформы для разных толщин обшивок по критерию «прочность — масса». Выполненный анализ показал, что с точки зрения минимизации массы наиболее оптимальным является вариант изготовления платформы с трубчатыми элементами в качестве заполнителя при толщине оболочек платформы 4 мм.

На основании анализа напряженно-деформированного состояния (НДС) различных вариантов исполнения конструкции платформы было получено, что наиболее предпочтительный (по всем параметрам) вариант исполнения — конструкция с цилиндрическими элементами в качестве заполнителя (с подкрепляющими элементами или без них).

В качестве объекта исследования в работе [8] был выбран стеклопластик из стеклоткани Т-13 на основе бесщелочного алюмоборосиликатного стекла (ГОСТ 19 170−73) на фенольно-формальдегидном связующем. Данный композит относится к классу термореактивных полимеров, которые являются наиболее востребованными на рынке авиакосмических материалов вследствие своих уникальных свойств, отвечающих высоким требованиям, предъявляемым космической программой. Данные образцы стеклопластика выполнены в соответствии с технологическими рекомендациями на изготовление стеклопластика. Образцы для испытаний изготавливались из однонаправленного стеклопластика по ГОСТ 11 262 (тип 3). Направление вырезки образцов — 45° к направлению армирования.

Проводились испытания фенольно-формальдегидного связующего на растяжение. На основании проведенных испытаний были получены диаграммы растяжения образцов стеклопластика и фенольно-формальдегидного связующего. На втором этапе работы решалась задача адекватного описания напряженно-деформированного состояния (НДС) ячейки композиционного материала (КМ) с использованием имитационного моделирования на базе метода конечных элементов (МКЭ).

Авторами статьи была создана модель КМ, состоящая из девяти идентичных ячеек, которые представляют собой фрагмент КМ из стеклоткани полотняного переплетения на фенольно-формальдегидном связующем. Помимо этого авторы применили метод подмоделей для получения более точных результатов расчета. Из всей модели была выделена центральная ячейка, для которой было проведено перестроение сетки (в сторону ее измельчения) и выполнен более подробный анализ НДС соответствующей части конструкции. Применение данной методики показало хорошую согласованность с результатами, полученными для девяти ячеек.

В данной задаче была выбрана аппроксимация восьмиузло-вым объемным элементом с линейной базисной функцией при достаточной дискретизации модели. Стеклянные волокна рассматривались как ортотропный материал с упругими свойствами, а полимерная матрица — как изотропный материал с упруго-пластическими свойствами. Моделировалось растяжение данной ячейки композита под углом 45° к схеме армирования. Анализ существующих экспериментальных данных по определению влияния деформаций на монолитность стеклопластиков показывает, что для основного объема материала можно ввести гипотезу сплошности и решать задачу без использования контактных элементов, что значительно сокращает время решения.

Задача решалась двумя шагами по нагрузке. Первый шаг позволил получить технологические остаточные напряжения, возникающие в композите при его остывании от температуры 165 °C, при которой происходит «рождение» данного КМ, до температуры 22 °C, при которой проводились испытания данного КМ на растяжение.

Второй шаг позволил смоделировать непосредственно условия рассматриваемого деформационного процесса — растяжения.

На рис. 2 показана зависимость деформаций от соответствующих растягивающих напряжений, полученная экспериментально. На кривую нанесены теоретические точки, найденные в результате численного решения уравнений краевой задачи. Это позволило проследить, как согласуются экспериментальные и теоретические результаты. Экспериментальные данные обнаружили удовлетворительное совпадение с результатами расчета по формулам микро-механики композитов, что позволяет использовать данную конечно-элементную модель для оценочных расчетов. Результаты распределения напряжений и деформаций, полученные с помощью расчетов на базе МКЭ, позволяют увидеть наиболее нагруженные и опасные места в КМ.

Поскольку реальные слоистые пластики имеют многонаправ-ленное армирование, полученные результаты подтверждают точку зрения, что основная причина начала разрушения — расслаивание по границе раздела волокно — матрица от растяжения. Следует также отметить, что изменение температуры в любую сторону относительно равновесного состояния тоже вызывает растягивающие напряжения на поверхности раздела.

Обзор работ по решению задач обработки металлов давлением с помощью продуктов компании ANSYS, Inc. показал, что для решения задач обработки металлов давлением применяются программные комплексы ANSYS, ANSYS/LS-DYNA и ANSYS/Flotran.

Рисунок 2. Диаграмма растяжения стеклопластика σ ~ ε при нормальной нагрузке Заключение

В рамках выполнения данной курсовой работы был проведен анализ существующих и перспективных методик моделирования сложных переходных зон в крупногабаритных элементах летательных аппаратов и космической технике.

Были выявлены сильные и слабые стороны каждой из рассмотренных методик, определены особенности применения их в конкретных проектных случаях, а также рассмотрены перспективы развития предметной области в целом.

1. Artamonov E., Shurupov A., Efremov I., Petuchov V., Cherniavsky A. Modelling of thr Large-Space Structures Deployment Process. EAST-WEST International Conference INFORMATION TECHNOLOGY IN DESIGN. EWITD'96. M., 1996, р.174−176.

2. Борсук В. Л., Демкина Н. И., Колотников М. Е. Внедрение и использование программных продуктов фирмы MSC в АО «А. Люлька-Сатурн» [Электронный текстовые и граф. дан.] // Тр.

Рос. конф. пользователей систем MSC 1998 года. М.: MSC. Software Corporation.

3. Замрий А. А. Проектирование и расчет методом конечных элементов в среде APM Structure 3D. М., Изд-во АПМ, 2006

4. Логашина И. В., Чумаченко Е. Н., Бобер С. А., Аксенов С.

А. Моделирование термонагруженного состояния корпуса лазерного гироскопа для дальней космической связи // Вестн. машиностроения. 2009. №

8. С. 3−7.

5. Колотников М. Е. Применение программных систем MSC. Software для автоматизации инженерного анализа ГТД в НТЦ им. А.

Люльки НПО «Сатурн» [Электрон. текстовые и граф. дан.] // Тр. Рос. конф. пользователей систем MSC 2002 года. М: MSC. Software Corporation. Режим доступа:

http://www.mscsoftware.ru/document/conf/Moscow_ conf/conf_2002/ lulka-saturn.zip. Загл. с экрана. Яз. рус.

6. Логачева Е. В., Логинов В. Ф., Постников И. Д. Опыт расчетов сложных энергетических конструкций с помощью MSC. Nastran, MSC. Patran [Электрон.

текстовые и граф. дан.] // Тр. Рос. конф. пользователей систем MSC

1998 года. М.: MSC. Software Corporation. С. 25−27. Загл. с экрана.

Яз. рус.

7. Опыт внедрения расчетного комплекса MSC. Nastran Multi Task Sy-stem на КнААПО. Обзор выполненных расчетов [Электрон. текстовые и граф. дан.] // Труды Российской конференции пользователей систем MSC 2002 года. М: MSC. Software Corporation.

8. Полиновский В. П. Применение программных продуктов фирмы MSC. S oftware для расчета новых изделий из композиционных материалов в ГКНПЦ им.

М. В. Хруничева [Электрон. текстовые и граф. дан.] // Тр.

Рос. конф. пользователей систем MSC 2003 года. М.: MSC. Soft-ware Corporation.

9. Пыхалов А. А., Высотский А. В. Контактная задача расчета сборных роторов турбомашин с неголономными контактными связями на основе GAP-элемента комплекса MSC. Nastran [Электрон. текстовые и граф. дан.] // Тр. Рос. конф. пользователей систем MSC

2003 года. М.: MSC. Software Corporation.

10. Рычков С. П. Моделирование конструкций в среде Femap with NX Nastran. М., ДМК-пресс, 2012

11. Чумаченко Е. Н., Назиров Р. Р. О некоторых проблемах, связанных с созданием криоботов // Космич.

исслед. 2009. Т. 47. №

3. С. 247−255.

12. Шляпников А. Н. Расчетно-экспериментальное определение динамических характеристик упругих систем проекта «РН Стрела-МКА» с использованием пакета программ MSC. Patran&Nastran [Электрон. текстовые и граф. дан.] // Тр.

Рос. конф. пользователей систем MSC 2003 года. М.: MSC. Software Corporation.

13. Шурупов А. А. Моделирование тел и поверхностей в системе «Объемный конструктор». — Информатика-Машиностроение. 1997. № 1,с.35−41.