Структурна оптимізація та зменшення ваги лонжерона та ребер

    Відкритий доступ

зменшення

Структурна оптимізація та зменшення ваги лонжерона та ребер

Студент PG, Aeronautical Engg MVJ College of Engg, Бангалор, штат Карнатака, Індія

Антоній Самуель Прабу Г асистент. Професор Aeronautical Engg MVJ College of Engg, Бангалор, Карнатака, Індія

Анотація Основною метою цього проекту є оптимізація та зменшення ваги шпату та ребер крила. І для того, щоб досягти конструкції якомога легшою при однакових умовах навантаження та граничних умовах. Ця робота головним чином зосереджена на оптимізації лонжерону та ребер. Для цієї роботи використано програмне забезпечення CATIA v5 для моделювання ребер та лонжерону, гіпермеш Altair для зачеплення, MSC NASTRAN для аналізу зсувів та напружень лонжерона та ребер крила та оптиструкту використовується для процесу оптимізації. Вибір та аналіз крила виконується за допомогою XFLR 5. Для цієї роботи використовуються композитні матеріали. Результати аналізу переміщення та напруги аналізуються з MSC NASTRAN. Оптимізація топології здійснюється за допомогою оптиструкту. Об'ємна частка - це цільова функція та переміщення як проектне обмеження. Робота спрямована на зменшення ваги конструкції до 10%. І в той же час маса конструкції зменшується.

Оптимізація топології ключових слів; Композиційний матеріал; Аналіз кінцевих елементів.

Щільність в тоннах \ м³

Площа поверхні крила S в м² W/S Круїзне завантаження крила в N \ m² Швидкість круїзного круїзу в м \ с

Ш Вага в кг або N Корень хорди в м Наконечник акорду в м

g Прискорення за рахунок сили тяжіння

Обсяг структури до оптимізації Оптимізований обсяг структури

Вага конструкції до оптимізації Вага конструкції після оптимізації MAC Середній аеродинамічний акорд

(y) Загальний підйом, створений крилом з трапецієподібним планом у формі кінцевого елемента FE

Оптимізація [1] - це досягнення максимумів або мінімумів у структурі. Авіаційна промисловість має велику перевагу в процесі оптимізації. У цій роботі проводиться оптимізація для зменшення ваги конструкції. Ця робота заснована на зменшенні ваги конструкції, щоб конструкція могла нести корисне навантаження при однакових умовах навантаження, і в процесі оптимізації проводиться ряд ітерацій. Для цієї роботи використовуються композиційні матеріали [7]. Вибрані матеріали - CFRP, GFRP та Balsawood. CFRP - для лонжерона, GFRP - для шкіри крила, а бальзавуд - для ребер. Теоретичне проектування крила здійснюється з урахуванням стандартних значень. Геометрія лонжерона крила та ребер розроблена з використанням моделі CATIA V5 та FE [8], виконаної за допомогою гіпермеш Altair. Лонжерон є основним конструктивним елементом, який несе згинальне навантаження. Для цієї дипломної роботи використовується одинарний лонжерон. Ребра - це структури крила, яке надає форму крилу. У цій роботі проведено аналіз напруги та переміщення. Оптимізація топології здійснюється шляхом прийняття переміщення як проектного обмеження. Процес оптимізації може видалити матеріал або зменшити товщину конструкції.

Рис. 1: Методологія проектування, що застосовується для всієї роботи

МОДЕЛЮВАННЯ КРИЛА

Вибір аерокрила є головними важливими критеріями для проектування крила. Вибраний аерокрил повинен відповідати всім вимогам, таким як хороші аеродинамічні характеристики, менша швидкість зриву, високий підйом тощо. Вибрані аеродинамічні профілі мають низьке число Рейнольдса (Re) з високим підйомом.

У порівнянні з аеродинамічним профілем NACA, аеродинамічне покриття Selig має високий розвал, а також велике значення Cl; тому обрані профілі - це профілі Selig з високим вигином.

Графік 1: Порівняння кута атаки Vs коефіцієнта підйому

Вибрані аеродинамічні профілі

Спостерігаючи захоплення за допомогою іншого аеродинамічного профілю, S1223 має велике значення Cl, але водночас при цьому підйомі не забезпечується опору. Але у випадку S1210 Cl становить майже 2, і він зупиняється при певному значенні кута атаки, і Cl різко змінюється під конкретним кутом атаки. S1210 має великий нахил. Тому, враховуючи вищезазначені параметри, вибирається Airfoil S1210.

Вимоги до даних для конструкції крила