Details

Данная работа посвящена исследованию конечно-элементного моделирования и оптимизации композитного кронштейна с независимым варьированием укладки слоёв для монтажной поверхности и боковых стенок, что позволяет обеспечить минимальную массу конструкции и требуемую прочность при сложном нагружении, характерном для отделения космического аппарата от ракеты носителя. Задачи, которые решались в ходе исследования: 1. разработать конечно-элементную модель кронштейна с учётом анизотропии свойств композиционных материалов 2. выполнить модальный анализ и проверить выполнение требований по собственным частотам 3. провести прочностные расчёты для квазиизотропной укладки при действии всех видов нагрузок по техническому заданию 4. реализовать оптимизацию укладки с независимым варьированием углов слоёв для монтажной поверхности и боковых стенок 5. сравнить прочностные и динамические характеристики оптимизированной и исходной конструкций. В результате была проанализирована квазиизотропная укладка композитного кронштейна, проведены модальный и прочностные расчёты при квазистатических, вибрационных, ударных и тепловых нагрузках. Разработаны эффективные рекомендации по независимому варьированию укладки для монтажной поверхности и боковых стенок, позволившие снизить массу и повысить минимальный запас прочности. На основании проведённых исследований принято решение о замене квазиизотропной укладки на оптимизированную в опытном производстве, а также об отказе от отдельных ударных испытаний ввиду более высокого запаса прочности при ударе по сравнению со случайной вибрацией. Для достижения данных результатов в работе используется метод конечных элементов в программном комплексе ANSYS. Для оценки прочности применяются критерии Цай-Ву и максимальных напряжений. Для проведения оптимизационного анализа был использована программная среда modeFRONTIER.

This work is devoted to the study of finite element modeling and optimization of a composite bracket with independent layup variation for the mounting surface and side walls, which makes it possible to ensure minimum structural weight and required strength under complex loading typical for spacecraft separation from a launch vehicle. The research set the following goals: 1. to develop a finite element model of the bracket considering the anisotropy of the composite materials; 2. to perform a modal analysis and verify compliance with natural frequency requirements; 3. to carry out strength calculations for the quasi-isotropic layup under all types of loads according to the technical specifications; 4. to implement layup optimization with independent variation of ply angles for the mounting surface and side walls; 5. to compare the strength and dynamic characteristics of the optimized and original designs. As a result, the quasi-isotropic layup of the composite bracket was analyzed, and modal and strength calculations were performed under quasi-static, vibration, shock and thermal loads. Effective recommendations were developed for independent layup variation of the mounting surface and side walls, which made it possible to reduce weight and increase the minimum safety margin. Based on the conducted research, a decision was made to replace the quasi-isotropic layup with the optimized one in pilot production, as well as to waive separate shock tests because the safety margin under shock loading is higher than that under random vibration. To achieve these results, the finite element method is used in the ANSYS software package. The Tsai–Wu and maximum stress criteria are applied for strength evaluation. The optimization analysis was carried out using the modeFRONTIER software environment.