Предварительная динамическая компоновка летательных аппаратов

Известно немало случаев, когда недостаточная проработка вопросов аэроупругости обнаруживалась слишком поздно - уже в процессе летных испытаний, что отрицательно сказалось на судьбе создававшихся ЛА.
Чтобы значительно уменьшить степень технического риска, т. е. разрабатывать ЛА, в процессе эксплуатации которого аэроупругие явления не будут являться ограничениями для обеспечения потребных ЛТХ, необходимо уже на ранних этапах проектирования оценивать влияние упругости на массу ЛА и на его ЛТХ.
Современные методы проектирования позволяют сформировать математическую модель динамический компоновки, позволяющей оценивать размещение сосредоточенных и распределенных масс на ЛА, а также изгибные и крутильные жесткости основных частей ЛА. Понятие динамической компоновки связано, таким образом, с выбором упругомассовой модели ЛА. Исследование такой модели совместно с моделями, оценивающими аэродинамику, устойчивость и управляемость ЛА, дает возможность определить действующие на ЛА нагрузки, рассчитывать напряженно-деформированное состояние несущих и ненесущих частей ЛА. Последовательное, шаг за шагом, решение с помощью таких моделей задачи взаимодействия ЛА с воздушным потоком позволит оценить развитие процесса деформации конструкции ЛА во времени, т. е. динамику взаимодействия ЛА с внешней средой и в конечном итоге оценить влияние аэроупругих явлений на ЛТХ и выявить критические скорости наиболее опасных явлений (флаттера, дивергенции и т.д.)

Дальнейшее развитие таких моделей позволит в процессе исследований широко варьировать не только распределение масс и жесткостей, но и геометрические параметры ЛА (формы и размеры несущих поверхностей, их взаимное расположение, размещение двигателей и т.д.). Это дает возможность исследовать различные компоновки упругого ЛА с целью выявления наиболее рационального распределения жесткостных характеристик силовой конструкции (при соблюдении лимита на ее массу) и найти такое распределение масс агрегатов, которое обеспечивает минимизацию внешних нагрузок, действующих на ЛА. То есть в итоге можно будет сформировать концепцию (облик и компоновку) ЛА, обеспечивающего безусловное выполнение ТЗ с максимально возможной эффективностью.
Естественно, что в математической модели динамической компоновки ЛА при оценке его прочности первым шагом является оценка статической прочности жесткого (недеформируемого) ЛА, т. е. поиск такого распределения материала в конструкции (распределения потребных жесткостей при изгибе и кручении и, соответственно, масс конструктивных элементов), которое обеспечивало бы сопротивляемость (неразрушаемость) конструкции под действием статических нагрузок, оговоренных нормами прочности для всех случаев нагружения.
Одним из возможных методов решения этой задачи вначале для жесткой, а при последующих итерациях и для упругой конструкции является метод конечных элементов (МКЭ). Сущность этого метода состоит в том, что реальная (проектируемая) конструкция моделируется набором связанных друг с другом в узлах простейших элементов в виде стержней и пластин, имитирующих работу под нагрузкой конструктивных элементов реальной конструкции, например крыла (рис. 8.14). Стержни 2 и 3 имитируют работу под нагрузкой продольных элементов конструкции крыла, испытывающих при изгибе крыла вверх сжатие (стержни 2) и растяжение (стержни 3). Пластины 4 имитируют работу продольных стенок, препятствующих сдвигу, пластины 5 - верхнюю и нижнюю обшивку крыла, на которую действует в полете воздушная нагрузка, прилагаемая к конечноэлементной модели конструкции крыла в виде сил Р_i в узлах 1.
Стержни 6 имитируют работу на растяжение-сжатие поперечных конструктивных элементов крыла, которые вместе со стенкой, имитируемой пластиной 7, обеспечивают форму поперечного сечения (профиля) крыла.
Стержни 8 имитируют конструктивные элементы, связывающие продольные 4 и поперечные 7 стенки для увеличения жесткости конструкции.

Рис. 8. 14. Иллюстрация МКЭ

В процессе расчета на статическую прочность определяются размеры (площади поперечных сечений стержней и толщины пластин) конструктивно-силовых элементов, обеспечивающих прочность конструкции при статическом нагружении, и определяются величины деформаций конструкции. Те из стержней, потребная площадь поперечных сечений которых пренебрежимо мала, исключаются из расчетной модели, и расчет повторяется снова. На следующем этапе нагрузки рассчитываются уже для обтекания деформированного крыла. Это делается, например, с помощью методик, моделирующих крыло вихревой поверхностью (см. раздел 5.4, рис. 5.19). Весь комплекс этих расчетов проводится в замкнутом итерационном цикле.
В результате формируется конструктивно-силовая схема крыла - расположение и потребные площади (и, соответственно, жесткости) основных конструктивных элементов, обеспечивающих прочность упругой деформируемой конструкции при минимально возможной ее массе и необходимые для выполнения ТЗ летно-технические характеристики ЛА.
Естественно, что результаты прочностного расчета, выполненного в процессе проектирования, проверяются прочностным экспериментом на реальной конструкции.