Комп'ютерне моделювання деформованого стану та міцності рамної конструкції важкого БПЛА

Abstract

Статтю присвячено викладенню результатів комп‘ютерного моделювання напружено-деформованого стану та оцінювання малоциклової міцності конструкції рами важкого безпілотного літального апарату (БПЛА) квадрокоптерного типу, прототип якого створено в НТУ «ХПІ». Квадрокоптер побудовано на базі використання чотирьох двигунів внутрішнього згоряння (ДВЗ), що створюють підйомну силу. Цикл розрахунків напружено-деформованого стану рамної конструкції, проведених для вибору варіанту, потрібного з точки зору забезпечення необхідної жорсткості та міцності, виконано з використанням методу скінченних елементів (МСЕ). Для використання у програмному розрахунковому комплексі розроблено макрос, який дозволяє проводити вибір найкращих з точки зору потрібної жорсткості та міцності параметрів рами. Наведено результати розрахунків варіанту, реалізованого у конструкції створеного прототипу БПЛА. За результатами аналізу напружено-деформованого стану показано, що обрані для сталевої рами прототипу конструктивні параметри цілком задовольняють умови мінімальної деформованості та короткочасної міцності. Визначено константи, що входять до еволюційного рівняння для параметру пошкоджуваності при малоцикловому навантаженні, яке відбувається при нештатних посадках апарату. Виконано пружно-пластичний аналіз деформування рамної конструкції для умов небезпечного бокового приземлення квадрокоптеру. Проведено розрахунки процесів накопичення прихованої пошкоджуваності у найбільш навантажених стрижнях рами. Для сталевої рами, реалізованої у створеному прототипі, продемонстровано можливість задовільного опору малоцикловому деформуванню при нештатних умовах посадки. Показано, що у зв‘язку з недостатньою малоцикловою міцністю конструкції з алюмінієвого сплаву, у новий варіант рами БПЛА, що проектується, необхідно внести конструктивні зміни.The paper is devoted to the presentation of the computer simulation results of the stress-strain state and evaluation of the low-cycle strength of the frame structure of a heavy unmanned aerial vehicle (UAV) of the quadcopter type, the prototype of which was developed at NTU "KhPI". The quadcopter is built on the basis of the use of four internal combustion engines (ICE), which provide lifting power. The cycle of calculations of the stress-strain state of the frame structure, carried out to select the option required from the point of view of ensuring the required stiffness and strength, was performed using the Finite Element Method (FEM). A macro has been developed for use in the engineering software, which allows you to select the best parameters from the point of view of the required stiffness and strength of the frame. The results of calculations of the variant implemented in the design of the created UAV prototype are presented. According to the results of the analysis of the stress-strain state, it is shown that the structural parameters chosen for the steel frame of the prototype fully satisfy the conditions of minimal deformation and short-term strength. The constants included in the evolution equation for the damage parameter describing low-cycle loading, which occurs during UAV abnormal landings, have been determined. An elastic-plastic analysis of the frame structure deformation for the conditions of dangerous landing of the quadcopter was performed. Calculations of hidden damage accumulation processes in the most heavily loaded frame beams have been carried out. For the steel frame implemented in the created prototype, the possibility of satisfactory resistance to low-cycle deformation under abnormal landing conditions is demonstrated. It is shown that due to the insufficient low-cycle strength of the aluminum alloy structure, it is necessary to make structural changes in the new version of the UAV frame that is being designed.