Резюме

Въведение

Конвенционалните структурни размери на крилата на големи транспортни самолети обикновено разглеждат симетрични статични маневри, като 2.5ж изтегляне и - 1ж тласкащи маневри, тъй като проектните натоварвания заедно с аероупругите явления като дивергенция, трептене и ефективност на елерона (Torenbeek 2013). Въпреки това, Kenway et al. (2014) показа, че метално голямо транспортно крило на самолет, оптимизирано за статични маневри, може да се провали, когато е подложено на дискретни пориви, в основата на необходимостта да се включват случаи на динамично натоварване по време на оптимизацията. Werter (2017) получава подобни резултати с композитно голямо крило на транспортен самолет и показва как крилото, оптимизирано със статични натоварвания и небалансирана последователност на подреждане, е по-податливо на разрушаване при динамични натоварвания, отколкото крило, проектирано с по-конвенционална последователност на подреждане (напр. [060%/ ± 4530%/ 9010%]с). И накрая, динамичните натоварвания също се влияят от динамиката на полета на самолета, както е показано от Reimer et al. (2015).

шиене

В предварителна работа на Bordogna et al. (2017), авторите предлагат стратегия за оптимизиране на комбинирано регионално крило на самолета за статични и динамични аероеластични натоварвания, смесване на ограничения и маневрено облекчаване на натоварването (MLA). След това предложената стратегия, заедно с работата на други изследователи, е приета от DLR и е интегрирана в вътрешния инструмент MONA (Bramsiepe et al. 2018) с цел извършване на цялостен анализ на натоварването и проектиране на еталонен аероеластичен модел Airbus XRF1 (Vassberg et al. 2008) за по-късни проучвания.

Тази статия предлага по-изчерпателен анализ и проследяване на дейностите, представени в Bordogna et al. (2017). Авторите се съсредоточават върху ефекта от смесването на ограничения върху идентифицирането на критичните натоварвания по време на аероеластично шиене на регионално крило на самолета, подложено както на статични, така и на динамични случаи на натоварване. Освен това се оценява и ефектът от такива ограничения върху облекчаването на маневреното натоварване върху критичните натоварвания. И накрая, влиянието на ограниченията за смесване върху оптималния дизайн е представено заедно с качеството „готово за производство“ на извлечената последователност на подреждане.

Хартията е разделена по следния начин. В раздел 2 се въвежда концепцията за смесване заедно с избрания метод на композитна параметризация. Раздел 3 представя модела на крилото, използван в тази работа, и разгледаните товари. След това в раздел 4 се обяснява проблемът и стратегията за оптимизация заедно с концепцията за еквивалентно статично натоварване (ESL). И накрая, резултатите и заключенията са представени съответно в раздели 5 и 6.

Пространство на параметрите на ламиниране и ограничения за смесване на композитни материали

Големите композитни структури могат да бъдат разделени на секции, които впоследствие са локално оптимизирани, за да се получат по-леки и по-добре изпълняващи се структури. Тази локална оптимизация обаче може да доведе до значителни несъответствия в дебелината и последователността на подреждане сред съседните секции, което води до оптимално решение, което няма структурна цялост. За да се осигури известна степен на непрекъснатост на слоевете, определението за смесване е въведено за първи път от Kristinsdottir et al. (2001).

Друго предизвикателство при работа с локално оптимизирани композитни структури е големият брой дизайнерски променливи, пропорционални на броя на секциите и броя на слоевете във всяка секция (Bettebghor 2011). За да се намали броят на проектните променливи до постоянна стойност, независимо от дебелината на последователността на подреждане, се използват хомогенизирани параметри на твърдост (т.е. параметри на ламиниране). В този раздел параметрите на ламиниране, използвани за композитна параметризация, са въведени в раздел 2.1, докато различни дефиниции на смесването са дадени в раздел 2.3 и кратко въведение в ограниченията за смесване, използвани в тази работа, е дадено в раздел 2.4.

Параметри на ламиниране

Параметрите на ламиниране (LPs) са въведени за първи път от Tsai и Hahn (1980) и се използват за параметризиране на матрицата на твърдост на композитните ламинати в непрекъснато пространство. За последователност на подреждане с дискретни слоеве с постоянна дебелина (тслой и ъгъл на слой (𝜃i), параметрите на ламиниране са дефинирани както в (1). В тази статия се разглеждат само симетрични последователности на подреждане с четен брой слоеве и постоянна дебелина на слоя. Следователно само параметрите на ламиниране на мембраната (A) и огъване (д) се вземат предвид матриците на коравина.

където zi = -н/ 2 + i.

С параметри на ламиниране всяка симетрична последователност на подреждане може да бъде възпроизведена с осем непрекъснати променливи, заедно с дебелината на ламината и инвариантните матрици на материала Γi. Връзката между параметрите на ламиниране, дебелината и инварианта на материала се описва чрез:

\ boldsymbol_ = \ вляво [\ begin U_ & 0 & 0 \\ 0 & -U_ & 0 \\ 0 & 0 & 0 \ end \ вдясно],

\ boldsymbol_ = \ вляво [\ начало 0 & 0 & U_/2 \\ 0 & 0 & U_/2 \\ U_/2 & U_/2 & 0 \ край \ вдясно], $$

\ boldsymbol_ = \ ляво [\ begin 0 & 0 & U_ \\ 0 & 0 & -U_ \\ U_ & -U_ & 0 \ end \ right] $$

където инвариантните матрици (Γi, (3)) съдържа инвариантите на материала Цай-Пагано Ui. Такива инварианти съдържат еднопосочна информация за твърдост на слоя. Следователно те зависят само от свойствата на материала, а не от последователността на подреждане и могат да бъдат получени от матрицата с намалена твърдост на елементите:

Чрез комбиниране на (3) и (2) е възможно да се получат връзките между компонентите на матрицата ABD и инвариантите на материала Цай-Пагано.

Визуализация на скованост на мембраната

Параметрите на ламиниране имат предимствата да описват матрицата на твърдост в непрекъсната форма и те определят изпъкнало пространство (Grenestedt и Gudmundson 1993), подходящо за градиентно-базирана оптимизация. Освен това механичните величини често имат проста зависимост от параметрите на ламиниране; например, факторите на натоварване на изкълчването са вдлъбната функция на параметрите на ламиниране (Bettebghor and Bartoli 2012). Освен това, всяка симетрична последователност на подреждане може да бъде възпроизведена с осем непрекъснати променливи плюс дебелина на ламината. От друга страна, използването на LPs изисква допълнителна стъпка за оптимизация, която извлича дискретна последователност на подреждане от непрекъснатия оптимален дизайн. Тази допълнителна стъпка обикновено се извършва от еволюционни алгоритми. Следователно е необходима стратегия за оптимизация в две стъпки (вж. Раздел 4.1.7).

Докато параметрите на ламиниране предлагат много предимства, не е лесно да се реконструира основната посока на твърдост, свързана с набор от параметри. Както е въведено от Dillinger et al. (2013), за да има представа за основното разпределение на твърдостта в равнината на дадено A матрица, е възможно да се изчисли нейният нормализиран модул на еластичност (\ (\ hat _ (\ theta) \)), свързан с компонента A11 по оста, завъртяна с ъгъл 𝜃 по отношение на оста на ламината като: