21 мая 2024 г., AviaStat.ru – Молодые специалисты сектора расчетно-экспериментальных исследований статической прочности, ресурса и живучести авиационных конструкций научно-исследовательского отделения усталостной и статической прочности ФАУ «СибНИА им. С. А. Чаплыгина» (входит в состав ФГБУ «НИЦ «Институт имени Н. Е. Жуковского») продолжают исследовать применимость принципов топологической оптимизации при проектировании авиаконструкций в рамках научной работы, посвященной изучению возможностей применения бионического дизайна в авиастроении. Об этом сообщает AVIA.RU со ссылкой на данные пресс-службы СибНИА.

В работе для проверки предположения возможности экономии веса при сохранении прочностных и жесткостных характеристик по сравнению с оригинальным кронштейном выбран кронштейн цилиндров уборки-выпуска фюзеляжных створок основных опор шасси самолета RRJ-95. На прошлом этапе рассмотрено шесть случаев нагружения конструкции при испытании на остаточную прочность: два штатных случая, возникающих при эксплуатации, и четыре случая при отказе одного из цилиндров. Сотрудники сектора с помощью конечно-элементного расчета получили оптимизированную деталь и сравнили показатели тензодатчиков с аналитическим расчетом.

На текущем этапе работы специалисты изготовили прототипы оптимизированного узла с помощью аддитивных технологий 3D-печати, после чего провели экспериментальные исследования конструктивно-подобных образцов (КПО) для валидации расчетной модели на статическую и остаточную прочность. По результатам работ провели оценку эффективности практического применения генетических алгоритмов к структурно-параметрической оптимизации типовых элементов конструкции самолетов.

Все КПО при статических испытаниях выдержали расчетную нагрузку без разрушения и видимых повреждений. Характер деформирования при нагружении КПО имел линейную зависимость от нагрузки. Тем не менее наблюдается большой разброс по показаниям тензодатчиков практически для всех КПО. В первую очередь это обусловлено различной формой кронштейнов, материалом и высокими градиентами напряженно-деформированного состояния. В пределах одного варианта конструкции показания трех измерений практически совпадали. При исследовании на остаточную прочность образца из алюминия марки Д16Т, выполненного методом фрезерования, установлено, что нагрузка в момент разрушения составила 7627 кгс. Это примерно в девять раз больше нагрузки, принятой в качестве эксплуатационной для данного КПО. Также отмечается потеря устойчивости пластин проушин из своей плоскости.

Результаты работы могут быть использованы для оценки применимости генетических алгоритмов к решению задач структурной оптимизации бионических конструктивно-силовых схем самолетов транспортной категории.