ВЕСТНИК САМАРСКОГО УНИВЕРСИТЕТА. АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА, ТЕХНОЛОГИИ И МАШИНОСТРОЕНИЕ

Рассматривается композиционный материал из нарубленных тонких узких полимерных лент, армированных углеродными волокнами, и полимерного связующего. Ставится задача по аналитическому определению упругих и прочностных характеристик композита при известном минимальном наборе основных характеристик компонентов. Предлагается методика последовательного решения задачи на микро- и мезоуровнях. Ключевым моментом в методике является введение в рассмотрение «коэффициента эффективного объёма волокон» в короткой нити и способа его вычисления через критерий «силовой фактор». Приводятся: результаты расчётов модуля Юнга и предела прочности на растяжение образцов материала из частей лент фиксированной длины 6, 12, 18 и 24 мм; сравнение с экспериментальными данными и оценка точности и границ применимости методики.

Предлагается методика выбора рациональных параметров крупноразмерных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) самолётного типа на начальных стадиях проектирования с использованием оптимизационного алгоритма дифференциальной эволюции и численного математического моделирования задач аэродинамики. Методика предполагает выполнение весового и аэродинамического баланса на основных режимах полёта, имеет возможность рассматривать БПЛА самолётного типа с одной или двумя несущими поверхностями, применять параллельные вычисления и автоматически генерировать трёхмерную геометрическую модель облика летательного аппарата по результатам оптимизации. Предлагается и демонстрируется способ ускорения более чем в три раза процесса решения задачи оптимизации параметров летательного аппарата по взлётной массе путём введения целевой функции в набор проектных переменных. Приводятся результаты оценки достоверности используемых математических моделей аэродинамики и корректности вычисления целевой функции с учётом различных ограничений. Комплексная проверка работоспособности и эффективности методики рассматривается на решении демонстрационных задач по оптимизации более десяти основных проектных параметров облика двух существующих беспилотных летательных аппаратов тяжёлого класса с известными из открытых источников характеристиками. Показаны примеры использования результатов оптимизации для модификации прототипов.

Рассматривается пример практического использования методики многодисциплинарной оптимизации параметров облика летательных аппаратов самолётного типа в виде решения задачи модификации двух существующих летательных аппаратов с характеристиками, представленными в открытых источниках. Исследована сходимость задачи оптимизации. Приводятся результаты валидации математических моделей аэродинамики путём сравнения с экспериментом, проведена оценка достоверности вычисления целевой функции на примере решения прямой задачи расчёта взлётной массы и лётно-технических характеристик самолётов-прототипов и сравнения результатов с их реальными характеристиками. Предложена методика продольной балансировки летательных аппаратов самолётного типа с двумя несущими поверхностями при оптимизации параметров.