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

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.

...

Содержание



Введение 1
Анализ предметной области 2
Метод конечных элементов 4
Программные комплексы для физического моделирования 6
Особенности моделирования сложных конструкций в программных комплексах Nastran и SolidWorks 12
Заключение 22
Список литературы 23

Введение

Целью данной курсовой работы является анализ существующих и перспективных методик проектирования сложных конструктивных элементов в авиационной и ракетно-космической отрасли. Конструкторами на стадии проектирования решается ряд сложных и многофакторных проектных, конструктивных и технологических задач, при этом некоторые из них, такие как моделирование сложных переходных зон в крупногабаритных элементах конструкций, не имеют детерминированных алгоритмов поиска оптимальных решений, ввиду чего работа над данными вопросами не всегда является достаточно эффективной.
Существующие методики математического и компьютерного моделирования существенно упрощают рутинную работу конструкторов по поиску оптимальных решений, исключая необходимость выполнения большого количества расчетов «вручную », подбирая оптимальные соотношения искомых параметров в автоматизированном режиме.
Важность, актуальность и практическая применимость рассматриваемых методик определяется необходимостью исключения концентраторов напряжений в ответственных элементах конструкций самолетов и ракет.

- трансляция данных: трансляторы IGES, VDAFS, STEP, Para-solid, ACIS, STL, VRML, DXF, DWG, Pro/ENGINEER, CADKEY, Unigraphics, Solid Edge, Inventor, AutoCAD, MDT, IDF, PDF;
- API SDK — API Help, макросы, редактор VBA, поддержка Vi-sual C++ и др. языков;
- eDrawings — создание интерактивных моделей и чертежей в форматах EXE, HTML и STL; просмотр и печать документов SolidWorks и других САПР.
На основании обзора технических возможностей продуктов компаний MSC.Software Corporation и ANSYS, Inc. можно сделать вывод, что продукты этих компаний удовлетворяют перечисленным в начале настоящей работы требованиям к системе расчета. Продукты этих компаний завоевали широкую популярность как в России, так и за рубежом, широко применяются в аэрокосмиче
ской отрасли. Системы имеют хорошо развитый графический интерфейс с поддержкой необходимых форматов данных для обмена между CAD/CAE-программными пакетами, высокую надежность конечно-элементных расчетов и обеспечивают требуемую точность при детальном расчете полей напряжений и деформаций. При этом системы открыты для возможности интеграции с другими программами и обеспечивают поддержку средств пользовательского программирования.
Проведенный обзор широкого спектра информационных и научных источников в области математического моделирования механических систем и процессов выявил возможности программных комплексов компаний ANSYS и MSC. Продукты обоих разработчиков могут использоваться для решения широкого круга задач механики. Однако программный комплекс, предлагаемый компанией MSC, является более универсальным и может использоваться для решения как конструкционных, так и технологических задач. Продукты компании MSC внедрены и успешно эксплуатируются на многих наиболее известных предприятиях, занимающихся проектированием самолетов, космических аппаратов и ракетной техники.
Важным критерием при выборе программного обеспечения был ценовой фактор: стоимость выбранной конфигурации для продуктов компании MSC (MSC.Nastran, MSC.Patran, MSC. Marc) суммарно составляет 48 350 EUR (без налогов). Для ANSYS только стоимость отдельного модуля ANSYS Multiphysics составляет около 80 000 EUR, ANSYS Mechanical - порядка 50 000 евро.
Вследствие того, что пакеты конечно-элементного моделирования имеют относительно слабые возможности твердотельного моделирования, для этой цели была выбрана CAD-система Solid-Works. Эта система удовлетворяет всем необходимым требованиям по твердотельному моделированию для рассматриваемого типа задач. К тому же по материалам публикуемых работ программные продукты SolidWorks и Unigraphix наиболее часто применяются на предприятиях в аэрокосмической отрасли совместно с продуктами MSC.Software.
Таким образом, в результате обзора возможностей систем CAD/CAE для закупки программного обеспечения была предложена следующая конфигурация: MSC.Nastran + SolidWorks.
Особенности моделирования сложных конструкций в программных комплексах Nastran и SolidWorks
MSC.Patran программный продукт с открытой архитектурой, обеспечивающий интеграцию автоматизированных систем проектирования, моделирования, анализа и оценки результатов расчетов. В качестве основных функций графического модуля можно выделить:
- прямой доступ к CAD-геометрии, интеграцию с системами анализа как компании MSC.Software Corporation, так и третьих фирм;
- возможности создания и модификации геометрических моделей;
- «управляемую» генерацию 1-, 2- и 3-мерных сеток;
- приложение нагрузок, граничных условий, свойств материалов и элементов непосредственно к геометрическим примитивам;
- определение графическим способом и визуальное отображение переменных нагрузок и температурно-зависимых свойств материалов;
- мощные возможности анализа результатов расчетов, включая использование цветовой и векторной индикации, изопо-верхностей, линий «тока», анимации, построения графиков;
- автоматическую запись в специальный файл всех выполненных команд с возможностью его повторного использования (например, в целях параметрических исследований);
- язык программирования Patran Command Language (PCL) для интеграции собственных программных разработок в среду MSC.Patran;
- интерактивную контекстную помощь в режиме on-line. MSC.Nastran - это конечно-элементная программная си стема, которая обеспечивает полный набор расчетов, включая расчет напряженно-деформированного состояния, собственных частот и форм колебаний, анализ устойчивости, решение задач теплопередачи, исследование установившихся и неустановившихся процессов, акустических явлений, нелинейных статических процессов, нелинейных динамических переходных процессов, расчет критических частот и вибраций роторных машин, анализ частотных характеристик при воздействии случайных нагрузок, спектральный анализ и исследование аэроупругости. Предусмотрена возможность моделирования практически всех типов материалов, включая композитные и гиперупругие. Расширенные функции включают технологию суперэлементов (подконструкций), модальный синтез и макроязык DMAP для создания пользовательских приложений. MSC.Nastran может использоваться и для оптимизации проектов.
Продукты MSC.Раtran и MSC.Nastran широко применяются:
- при проектировании космических аппаратов (КА) (рис. 1);
- в ракетной промышленности;
- при моделировании деталей авиационных и стационарных газотурбинных двигателей;
- в авиационной промышленности при проектировании самолетов;.
Рис. 1. Силовые расчеты элементов конструкции КА (ОАО «Ком-сомольск-на-Амуре авиационное производственное объединение им. Ю. А. Гагарина»)
В MSC.Nastran была разработана компьютерная геометрическая модель космического аппарата для проведения ситуационного анализа и обоснованного выбора расчетных случаев, являющаяся виртуальным аналогом реальной конструкции КА «Спектр-Р» и включающая, помимо космического радиотелескопа (КРТ), служебный модуль и выступающие (выносные) элементы КА (в том числе - солнечные батареи).
предложенной системы обеспечения теплового режима (СОТР) может быть реализован необходимый температурный режим МШУ и БАО.
В среде MSC.Nastran разработана конечно-элементная тепловая модель лепестка антенны КРТ. Для данной модели выполнен расчет температурного состояния лепестка антенны для двух вариантов: лепесток освещается снизу Солнцем или находится в теневой зоне. В первом случае тепловыделения на трубах каркаса отсутствуют (НЭСТ выключены), во втором - заданы тепловыделения, при этом мощности подобраны таким образом, чтобы расчетные температуры труб были не меньше –50°С. Суммарная мощность тепловыделений, приходящаяся на один лепесток, составляет при этом 13,6 Вт. С учетом сложностей обеспечения высоких характеристик экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) в реальной конструкции и неминуемых оттоков тепла в окружающее пространство через теплоизоляцию целесообразно принять мощность НЭСТ для каждого лепестка не менее 15 Вт.
В одной из работ рассмотрен масштабный проект модернизации конструкции верхнего отсека третьей ступени ракеты-носителя «Протон-М», выполненный в Государственном космическом научно-производственном центре им. М. В. Хруничева (ГКНПЦ).
Модернизация конструкции верхнего отсека третьей ступени ракеты-носителя «Протон-М» проведена с целью снижения массы конструкции и увеличения полезной нагрузки. Для достижения поставленной цели применяются:
а) высокопрочный сплав В95;
б) расчетные средства, обеспечивающие работу конструкции на пределе несущей способности.
Верхний отсек прошел наземную экспериментальную отработку в полном объеме, в том числе динамические и статические испытания. В ходе испытаний были получены максимальные эквивалентные нагрузки (Tсж = 5608 кН, Tраст = 2729 кН), значения запаса прочности по несущей способности при сжатии (η = 1,07) и при растяжении (η > 1,05).
Уменьшение массы достигалось:
- путем изменения конструктивно-силовой схемы отсека уменьшением количества шпангоутов (было 4 шпангоута, стало 3);
- уменьшения толщины стенки шпангоута с δ = 1,5 до δ = 1,0 мм;
- уменьшения площади поясов шпангоута № 1;
- уменьшения высоты стенки шпангоута № 2;
- уменьшения массы элементов крепления приборов в отсеке.
При обзоре примеров расчета была поставлена задачаохватить как можно более широкий круг проблем. Безусловно, в контексте исследования прежде всего рассматривались компьютерные системы, пригодные для решения конструкционных задач в аэрокосмической отрасли, для расчета конструкций на прочность и термопрочность. Но учитывалась также и возможность применения систем для моделирования технологических процессов в самых различных областях (например, в области промышленного получения деталей конструкций летательных аппаратов посредством применения традиционных и вновь разрабатываемых методов обработки металлов давлением, для технологических процессов объемного прессования, прокатки, листовой штамповки и т. д.).
В качестве примеров построения конечно-элементных моделей конструкций в комплексе ANSYS можно привести работу по проектированию размеростабильной космической платформы из композиционных материалов, предназначенной для установки оптической аппаратуры, и работу, в которой рассматривается методика создания адекватных конечно-элементных моделей композиционного материала на основе экспериментального исследования их механических характеристик (в качестве материала рассматривается волокнистый стеклопластик).
Целью работы являлся анализ размеростабильности углепластиковой конструкции, предназначенной для установки оптических элементов спецаппаратуры. Представленная в статье трехслойная размеростабильная платформа конструктивно состоит из двух обшивок, замкнутых по периметру, а в качестве заполнителя используются установленные в определенном порядке углепластиковые цилиндрические элементы. Данная конструкция была предложена как альтернативный вариант традиционным трехслойным конструкциям, в качестве заполнителя которых используются алюминиевые или стеклопластиковые соты или решетчатый заполнитель с заданным размером ячейки.
Следует отметить, что волокнистые композиты являются самонапряженными системами. При этом следует отметить, что максимальные остаточные деформации складываются из деформаций, вызванных технологическими погрешностями при изготовлении, т. е. короблением обшивок и сборкой, а также - из деформаций, возникающих в процессе эксплуатации конструкции. Предложенное конструктивное решение размеростабильной платформы, с цилиндрическими элементами в качестве заполнителя, позволяет минимизировать технологические погрешности в части неплоскостности и непараллельности наружных поверхностей, поскольку элементы заполнителя - трубки - изготавливаются на станке c числовым программным управлением (ЧПУ), который обеспечивает точность обработки до нескольких микрон. 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 °С. 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 19170-73) 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 11262 (тип 3). Направление вырезки образцов - 45° к направлению армирования.