Рассмотрен процесс формообразования швеллерного профиля из стальной листовой заготовки на четырехвалковом листогибочном стане. Для его реализации применено численное моделирование на основе метода конечных элементов, использованного в программном комплексе LS-DYNA. Построена трехмерная математическая модель взаимодействия заготовки с формующими роликами, учитывающая контактные условия, упругопластическое поведение материала, нелинейные свойства стали и последовательность технологических переходов. Эта модель дает возможность проследить за динамикой формирования профиля, выявить зоны локального концентрационного нагружения, оценить эффект кумулятивной пластической деформации и проанализировать влияние углов формовки, межвалкового расстояния и толщины листа на распределение напряжений и деформаций. В данной работе экспериментальная верификация не рассматривается; основной акцент сделан на разработке и анализе численной методики прогнозирования процесса формообразования швеллерных профилей. Для анализа риска дефектообразования и оценки предельного состояния материала был проведен FLD-анализ, позволяющий определить безопасные зоны деформации и зоны потенциального разрушения без необходимости физического эксперимента. В результате численного моделирования получены детальные поля эквивалентных напряжений, продольных и поперечных деформаций, рассчитаны изменения геометрических параметров профиля на каждом этапе формовки, а также выполнено сопоставление расчетных деформаций с кривой предельных деформаций на FLD-диаграмме. Анализ влияния ключевых технологических параметров на равномерность деформации и минимизацию концентраций напряжений позволяет оптимизировать последовательность формовочных переходов и параметры роликового инструмента. Разработанная численная модель помогает не только сделать прогноз геометрии готового профиля, но служит расчетной методической основной для планирования технологических процессов холодной профильной прокатки.
Исследования в области повышения характеристик летательных аппаратов и поиск новых принципиальных решений при удовлетворении жестким требованиям являются актуальными. Возможные пути решения данной задачи заключаются в совместном рассмотрении трех уровней проектирования: создание новых аэродинамических схем, силового каркаса и отдельных компоновок. Проведено исследование летательного аппарата типа “летающее крыло” и его внутреннего силового набора. Определены аэродинамические нагрузки, по которым в дальнейшем выполнялся расчет силовой схемы. Рассмотрены классические и криволинейные силовые схемы, элементы которых представлены листовыми телами нулевой толщины. При проектировании силовой схемы варьировалось расположение элементов, шаг и направление установки нервюр. На основе параметрического моделирования и проведенных расчетов разработана перспективная криволинейная конструктивно-силовая схема крыла с учетом применения композиционных материалов. Показано преимущество перспективной силовой схемы перед классической. Особое внимание уделялось процессу моделирования укладки монослоев композиционного материала в элементах крыла. На основе проведенных расчетов и оптимизации углов укладки получены рациональные варианты для каждого из элементов. Спроектированная схема позволяет повысить удельные характеристики крыла, что обеспечивает необходимую прочность конструкции.
Представлены результаты оптимизации расположения конструктивно-силового набора крыла легкого самолетаPiper PA-28 для обеспечения требуемой работоспособности при минимальной массе. Задача оптимизации выполнялась в несколько этапов: на первом были определены аэродинамические нагрузки на крыло с учетом шести расчетных случаев при полете; на втором - рассмотрены комбинации 45 вариантов расположения конструктивно-силового набора из углепластика для достижения минимальных прогиба и массы крыла, а также установлен оптимальный; на третьем - получены коэффициенты запаса для элементов конструктивно-силового набора для данного варианта при действии аэродинамических нагрузок и решены задачи квазистатики, устойчивости конструкции. Оптимальные варианты выбирались из множества Парето-эффективных решений на основе минимального расстояния до идеального центра. Оптимальным был признан вариант с расстоянием между нервюрами 550 мм и расположением лонжеронов на 25 и 60 % от длины хорды крыла, что позволяет снизить массу на 22,92 %, а прогиб - на 29,06 %.
Статья посвящена разработке технологии 3D-печати металлических изделий на основе метода послойного наплавления FDM (FusedDepositionModelling). Приведены результаты создания и апробации макета установки на базе экструзионной системы для работы с металлической проволокой. На основе термодинамического расчета, учитывающего мощность теплового потока и соответствующие тепловые потери, спроектирован специализированный нагревательный блок, способный перевести алюминиевый сплав в виде проволоки в жидкую фазу. Конструкция установки реализована путем модернизации бытового FDM-принтера: установлен высокотемпературный экструдер, система контроля температуры и термостойкая платформа. Проведенные натурные эксперименты с проволокой из алюминиевого сплава подтвердили принципиальную возможность экструзии жидкого металла и формирования детали слой за слоем. Для дальнейшего развития технологии предложены ключевые направления совершенствования, включающие организацию печати в защитной газовой среде и обеспечение равномерного теплового режима в зоне построения. Работа демонстрирует потенциал метода FDM для создания аддитивных систем печати металлом.
Планета Венера имеет плотную и “агрессивную” атмосферу, высокие температуру и давление, сильные ветры, в связи с чем возникают специфические условия для функционирования на ней исследовательских аппаратов. Поэтому такое техническое средство, как зонд-пенетратор, является наилучшим инструментом для сбора первичной научной информации о физико-химическом составе грунта, изучения сейсмической активности и климата, который поможет исследовать грунт Венеры. Проведен анализ существующих проектов, посвященных данной тематике, выбран прототип - проект “Марс-96”, на базе которого можно смоделировать баллистический спуск в атмосфере космического аппарата, содержащего два пенетратора. Создана математическая модель движения зонда-пенетратора в атмосфере Венеры, и с ее помощью выполнены оценочные расчеты прототипа с разными массово-габаритными характеристиками. Поскольку во время движения аппарата в атмосфере планеты на него влияет множество возмущающих факторов, а именно ветра, турбулентности, погрешности приборов и др., их необходимо учитывать, для того чтобы получить корректные данные. Для этого была составлена соответствующая математическая модель, а также проведено стохастическое моделирование спуска методом Монте-Карло. Кроме того, в процессе моделирования были учтены возмущения по начальным условиям, связанные с погрешностью измерения приборов. В результате проведенных исследований были построены графики зависимостей траекторных параметров (скорости, траекторного угла, дальности полета, высоты, давления на мидель и др.), показавшие, что зонд достаточно аэродинамически устойчив, для того чтобы обеспечивать стабильное движение в атмосфере Венеры. При этом выяснилось, что расчетное значение скорости перед контактом с поверхностью составляет около 10 м/с и что этого недостаточно для внедрения в грунт.
Рассмотрены вопросы построения и проведения качественной оценки технических комплексов космодромов, служащих для наземной подготовки изделий ракетно-космической техники. Они представляют собой сложные технические системы, характеризующиеся сложной структурой построения, которые способны обеспечить решение широкого спектра функциональных задач. Предложен методический подход к оценке качества и эффективности создания технических комплексов космодромов, учитывающий специфику решаемых ими задач, а также отражающий полноту их возможных технических характеристик. В качестве основного критерия данной оценки предложено использовать показатель технического уровня, являющийся важнейшей общепринятой характеристикой качества разработки сложных технических систем как военного, так и гражданского назначения. Этот критерий представляет собой обобщенную характеристику физических свойств, возможностей и степени технической новизны рассматриваемой системы. Предложена и обоснована структура интегральных оценочных показателей технического уровня технических комплексов космодромов, а также установлена ее взаимосвязь с основными этапами их жизненного цикла, каждый из которых характеризуется своими специфическими показателями и критериями качества протекающих процессов, соответствующих конкретным задачам. Применение предложенного подхода позволит повысить обоснованность управленческих и технических решений, принимаемых на всех этапах создания технических комплексов космодромов, а также решить задачу выбора наиболее предпочтительного проектного облика технического комплекса из множества допустимых вариантов-альтернатив.
Анализ опубликованных современных расчетных исследований бронирования транспортных средств показал, что перспективной является разработка многослойных преград для защиты от баллистического воздействия. Причем чаще всего применяются подходы, основанные на формулировке Лагранжа. Проведено расчетное исследование влияния материала внешней оболочки многослойной защитной структуры, содержащей керамический песок, которая проектируется для бронирования транспортных средств, на проникающую способность ударника. Исследование выполнено на базе рациональных расчетных моделей, разработанных с помощью устоявшихся подходов в пакете LS-DYNA. В результатах отражено влияние структуры промежуточного слоя, количества слоев и свойств материалов в составе защитных структур транспортных средств на проникающую способность ударника при применении изложенного метода моделирования. В работе рассматривается бронебойная пуля 7,62 мм “APM2”, используемая чаще остальных в исследованиях, начальная скорость выстрела соответствовала выстрелу из снайперской винтовки Драгунова. Проанализировано влияние граничных условий на останавливающую способность применяемых образцов. Результаты исследования подкрепляют заявленный в более ранних работах потенциал использования керамики в виде песка в защитных комплектах для применения в транспортных средствах.
Представлено численное моделирование болтовых соединений авиационных конструкций для оценки их усталостной долговечности при комбинированном блок-программном нагружении. Одна из основных задач при построении математических моделей - рациональное упрощение геометрии деталей без заметного ухудшения точности расчетов. Для болтовых соединений это особенно актуально, так как моделирование резьбы на каждом болте является трудоемким процессом, для которого требуется большой объем оперативной памяти. В качестве методики предложено конечно-элементное моделирование болтового соединения в ANSYS Workbench с упрощенным представлением резьбы. Исследовано пять разных вариантов моделирования, различающихся геометрией и типом контакта, а также проведено сравнение полученных результатов с эталонной моделью, воспроизводящей полноценную резьбу. Установлена расчетная модель болтового соединения, которая позволяет получить наиболее оптимальную оценку расчетного значения долговечности. Предложенная модель имеет наименьшее значение долговечности, что обеспечивает дополнительный запас прочности при проектировании.
Для современного машиностроения характерны растущие требования к эффективности и экономичности производственных процессов. Один из перспективных подходов, отвечающих этим вызовам, - топологическая оптимизация (ТО). Проведен комплексный анализ методов и прикладного применения ТО в технологическом процессе литья под давлением металлов (ЛПД). Рассмотрены фундаментальные алгоритмы ТО для твердых тел (SIMP, BESO) и потоков жидкости (метод переменной пористости Бринкмана), а также вспомогательные методы и алгоритмы оптимизации изменяемого параметра (MMA, OC, SQP). Особое внимание уделено формулировке двух целевых функций для минимизации гидравлических и тепловых потерь в литниковых системах. На конкретных примерах продемонстрирована эффективность ТО для решения практических задач: оптимизации геометрии деталей и проектирования литниково-питающих систем. Показано, что внедрение данных методов позволяет существенно сократить материалоемкость, минимизировать литейные дефекты и повысить ресурс оснастки. В заключении сформулированы нерешенные проблемы и намечены перспективы применения ТО в литье под давлением.
Рассмотрены баллистические особенности организации спуска перспективного пилотируемого транспортного корабля (ПТК) с солнечно-синхронной орбиты создаваемой в настоящее время российской орбитальной станции. Проанализированы условия входа возвращаемого аппарата в плотные слои атмосферы против вращения Земли и дана оценка максимальной равновесной температуры его корпуса. Исследована возможность посадки этого аппарата в одном выбранном районе. Отмечена востребованность определения необходимого количества районов посадки в зависимости от принятой концепции обеспечения безопасности полетов. Приведены результаты баллистических расчетов по решению задачи безопасного завершения полета двигательного отсека ПТК после его отделения от возвращаемого аппарата. Дана оценка необходимой продолжительности автономного полета двигательного отсека после выполнения доразгона до окончательного схода с орбиты и затопления несгоревших элементов конструкции в отведенном районе океана. Отмечены проблемы организации спуска ПТК с солнечно-синхронной орбиты в случае возникновения нештатных ситуаций.
Представлены результаты экспериментально-теоретического исследования структуры течения газа в сопле Лаваля. Обнаружены особенности течения в пристеночной области сверхзвуковой части сопла, приводящие к более низким - примерно в 2 раза ниже рассчитанного по стандартным методикам значениям давления в критическом сечении по сравнению с результатами, полученными расчетным путем. Такое рассогласование, установленное с помощью этих результатов расчета в программном комплексе ANSYSFluent, обусловлено различием параметров течения в ядре потока и в пристеночном слое. Стандартные методики, как правило, основаны на результатах экспериментов и полуэмпирических зависимостях, а это приводит к тому, что получаемые с их помощью зависимости не отражают сложной структуры потока. В то же время из-за наличия трения на стенке сопла и газовых вихрей параметры распределяются в поперечном сечении очень неравномерно. Проведено сравнение стандартных методик, численного решения и эксперимента. Показано, что решение с использованием ANSYSFluent позволяет учесть пространственные особенности течения и оценить параметры не только на оси потока, благодаря чему полученные с его помощью результаты лучше согласуются с результатами эксперимента, чем определенные по стандартной методике.
Рассмотрен космический аппарат с управляемой трансформацией конструкции, обеспечивающей такое силовое взаимодействие с внешней средой, при котором разгрузка инерционных исполнительных органов в системе стабилизации орбитальной ориентации происходит без расхода рабочего тела. Предложен алгоритм адаптивной трансформации конструкции, позволяющий реализовать разгрузку инерционных исполнительных органов и адаптивную компенсацию возмущающего момента с учетом гироскопического взаимодействия каналов крена и курса в условиях резонанса. Для примера приведено решение задачи сброса накапливаемого кинетического момента в каналах крена и курса геостационарного космического аппарата и последующей компенсации возмущающего момента с помощью управления конфигурацией плоских панелей солнечных батарей. Получены аналитические решения для редуцированной динамической модели движения, подтвержденные численным моделированием.
- 1
- 2