кандидат технических наук, заместитель генерального директора ЦАГИ, начальник комплекса прочности ЛА
PhD, Deputy Director General of Central Aerohydrodynamic Institute, Head of Strength Complex,
Zhukovsky
начальник сектора ЦАГИ
Head of Subdivision,
Zhukovsky
кандидат технических наук, начальник лаборатории ЦАГИ
PhD, Head of Laboratory,
Zhukovsky
Опыт разработки силовых конструкций планера из полимерных композиционных материалов показал, что в рамках традиционных конструктивно-силовых схем на основе подкрепленной слоистой обшивки практически невозможно обеспечить снижение веса для композитных конструкций агрегатов планера по сравнению с металли- ческими аналогами. Основной причиной является низкий уровень прочностных и деформационных характеристик современных связующих (смол), который не позволяет реализовать высокие прочностные свойства углеродных волокон в слоистых композитных пакетах, используемых для силовых обшивок панелей.Для создания легких и надежных силовых композитных авиаконструкций необходима разработка принци- пиально новых типов конструктивно-силовых схем, позволяющих в максимальной степени реализовать потенциал современных композиционных материалов. Разработка таких конструктивно-силовых схем требует формирования нового подхода к проектированию композитных авиаконструкций, поскольку традиционный поэтапный подход основан на ряде существенных допущений, большинство из которых справедливо лишь для конструкций из авиа- ционных металлических сплавов, но не корректны применительно к конструкциям из композиционных материа- лов. Невозможность применения поэтапного подхода, позволяющего решить задачу проектирования по частям, а также возросшее (по сравнению с металлическими конструкциями) число проектных параметров, приводит к ра- дикальному увеличению трудоемкости проектирования композитных конструкций.В данной работе предложен новый подход к проектированию композитных авиаконструкций, позволяю- щий существенно снизить непомерно возросшую трудоемкость задачи проектирования. Новый подход предпола- гает одновременное решение основных проектировочных задач на различных уровнях детализации композитной конструкции в рамках единого глобального этапа. Применение данного подхода позволило получить ряд принци- пиально новых и эффективных по весу решений для конструкции цилиндрического отсека фюзеляжа гражданского самолета, а также для конструкции самолета в схеме «летающее крыло».
The experience of construction of composite primary aircraft structures has approved that the weight decrease for composite aggregates of aircraft in comparison with metallic analogues cannot be obtained within the frames of conventional structures based on stiffened laminated composite skin. One of the main reasons is the low level of stress-strain characteris- tics of current polymer resins, which does not allow to realize high strength characteristics of carbon fibers in laminated composite packages. This consequence does not allow to use stiffened composite skin as a universal structure element, un- like metallic stiffened skin that sustains all main mechanical loads, including impact, loads from pressurizing and also sus- tains environmental factors. Hence, creation of lightweight and reliable composite primary structure elements of airframe, the novel types of structure layouts, allowing to realize high potential of current composite materials to the maximal extent, should be developed. In order to provide the development of such layots the novel approach is required, as the conventional stage-by-stage approach is based on a number of sufficient assumptions, most of which are correct only for the structures made of metallic alloys, but not correct as applied to the structures made of composite materials. The impossibility of the application of a stage-by-stage approach together with a significant increase of number of design parameters (in comparison with metallic structures), leads to the radical increase of labor input of the design task of composite structures.The novel approach to design of composite airframes, allowing to significantly decrease the extremely high labor input of the design process for composite structures is presented in this study. The approach presumes simultaneous solu- tions of design tasks on different levels of detailing of composite aircraft structure within the frames of the one integral design stage. The application of the novel approach allowed to obtain a number of lightweight solutions for the structure of cylindrical fuselage section of civil aircraft and for the hermetic cabin of the "Flying wing" aircraft.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.