WWW.KONF.X-PDF.RU
БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА - Авторефераты, диссертации, конференции
 

Pages:   || 2 | 3 |

«НГУЕН ХОНГ ФОНГ ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ КРЫЛА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ С ОГРАНИЧЕНИЯМИ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ФОРМЕ Специальность ...»

-- [ Страница 1 ] --

МОСКОВСКИЙ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ

(ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ)

__________________________________________________________________

На правах рукописи

НГУЕН ХОНГ ФОНГ

ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ

КРЫЛА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ



КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ С ОГРАНИЧЕНИЯМИ

ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ФОРМЕ

Специальность 05.07.03 – «Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов»

ДИССЕРТАЦИЯ

на соискание учёной степени кандидата технических наук

Научный руководитель:

кандидат технических наук, доцент Бирюк Виктор Илларионович М О СК В А 2 0 14

СОДЕРЖАНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. Постановка задачи

ГЛАВА 2. Упругие характеристики слоистых композитов

2.1. Монослой и его механические характеристики

2.2. Теоретический расчет характеристик упругости монослоя

2.2.1. Продольный модуль E 1

2.2.2. Поперечный модуль E 2

2.2.3. Коэффициент Пуассона 12

2.2.4. Модуль сдвига в плоскости G 12

2.3. Структура пакета из композиционного материала

2.4. Преобразования параметров жесткости монослоя при повороте системы координат

2.5. Обобщенные параметры жесткости композиционного пакета................. 39 ГЛАВА 3. Основные критерии разрушения композитов

3.1. Анализ разрушения монослоя

3.2. Критерий разрушения монослоя

3.3. Сравнение критериев разрушения

3.3.1. Плоские двунаправленные напряжения

3.3.2 Не осевое нагружение

ГЛАВА 4. Моделирование кессона крыла беспилотного летательного аппарата

4.1. Моделирование обшивки

4.2. Моделирование стенок лонжеронов и нервюр

4.3. Моделирование поясов лонжеронов и стрингеров

ГЛАВА 5. Определение нагрузок на крыло

5.1. Алгоритм расчета нагрузок на упругое крыло большого удлинения в маневренных случаях нагружения

5.2. Упрощенный метод вычисления нагрузки на крыле БПЛА

5.3. Сравнение двух методов определении нагрузок

ГЛАВА 6. Результаты оптимизации

6.1. Построение оптимизационной модели

6.2. Результаты оптимизации

6.3. Оценка потери аэродинамических характеристик за счет упругости.... 108 ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ

Проектирование сложной силовой авиационной конструкции на начальном этапе является комплексной инженерной проблемой, решение которой осложняется тем, что практически ее не удается полностью формализовать, т. е. осуществить математическую постановку задачи с последующим отысканием решения методами математики.

Процесс проектирования в конечном итоге является логически согласованным синтезом обобщенных результатов предшествующего опыта, результатов фундаментальных экспериментальных и теоретических исследований, имеющих влияние на предмет проектирования, и, наконец, полученных в процессе математической оптимизации рациональных параметров и функций распределения жесткостей, масс конструкций. Без создания или, лучше сказать, без правильного формирования инженерной методологии проектирования невозможно эффективное применение современных математических методов оптимизации, причем использование математических методов должно сочетаться с традиционными инженерными методами как для целей проверки достоверности расчетных математических моделей, так и для учета не формализуемых факторов, влияющих на выбор конструктивного решения.

Существование летательных аппаратов (ЛА) любого типа очень жестко зависит от лимитов на относительную массу конструкции. Так, все самолеты, по статистическим данным, имеют относительную к взлетной массу конструкции в пределах от 20% до 32%. Чтобы удовлетворить этому жесткому лимиту, необходимо выполнить ряд параметрических исследований, варьируя геометрическими параметрами конструкции, физическими характеристиками конструкционных материалов, условиями внешнего нагружения и аэродинамических воздействий, и выбрать наилучшее решение.





Выбору этого решения препятствует большое число противоречивых требований, связанных с проектными параметрами определенными зависимостями. В некоторых случаях эти зависимости носят неявный характер, что усложняет получение наилучшего конструктивного решения. С начала 60-ых годов прошлого века интенсивно стали развиваться численные методы, которые могли реализовывать оптимизационные процедуры, включая методы математического проектирования [1]. Одновременно развивались основы теоретических подходов к оптимизации, которые содержались в работах [2]. Большой вклад в решение оптимизационных задач был сделан с развитием принципа максимума Понтрягина, значительно расширившего область решения за счет введения разрывных функций [3]. Были разработаны эффективные алгоритмы решения в экстремальных задачах [4]. В ряде работ рассматривались практические задачи оптимизации авиационных конструкций. В работе Комарова А. А. [5] впервые был предложен критерий оптимизации силового веса с использованием потенциальной энергии деформации.

Комаров В. А. реализовал получение решения о рациональном распределении материала, используя моделирование конструкции методом конечного элемента [6]. Большое развитие получили численные методы и при использовании вариационного исчисления. Это направление получило развитие в работах Черноусько Ф.Л., Баничука Н.В., Троицкого В.А. [7-8]. Одновременно развивались и методы проектирования конструкций и элементов летательных аппаратов. В работе Голубева И.С. исследовались инженерные методы аналитического проектирования крыла [9]. Кроме того, развивались инженерные методы проектирования, которые рассмотрены в работе Горощенко Б. Т., Дьяченко А. А., Фадеева Н. Н. [10]. Оптимизация веса конструкции кессона крыла рассмотрена в работах Синицына В. Ф. [11-12].

В настоящее время делаются попытки сформулировать прямые функциональные зависимости между параметрами аэродинамической компоновки, параметрами КСС и относительной массой конструкции. Эти зависимости дают возможность либо правильно и полно сформулировать задачу оптимизации, либо эффективно использовать их на начальном этапе проектирования для параметрических исследований.

Исходя из требований, влияющих на формирование силовой конструкции, процесс проектирования на начальном этапе подразделяют на ряд взаимосвязанных задач. Это, прежде всего, обоснованный выбор конструкционных материалов для отдельных элементов и агрегатов, выбор рациональной геометрической и конструктивно-технологической схем основных ячеек конструкции

- панелей (по условиям общей и местной потери устойчивости и безопасного развития трещин), а также основных силовых элементов (шпангоутов, нервюр, лонжеронов) и узлов и, наконец, выбор КСС, т. е. способа рационального уравновешивания внешних нагрузок внутренними силами. Выбор рациональной КСС должен учитывать возможность минимизации внешних нагрузок изза влияния на них упругих деформаций конструкции.

Три перечисленные задачи (выбор конструкционного материала, типовых силовых элементов и КСС) имеют различные модели и методы решения, причем целесообразно эти задачи решать во времени не столько последовательно, сколько параллельно. Результаты предшествующего опыта проектирования конструкций обычно представляются в форме обобщенных графических зависимостей или в виде отдельных категоричных рекомендаций. Идеология проектирования конструкций с учетом возможного решения задач оптимизации была разработана в работах Бирюка В.И., Липина Е.К., Фролова В.М. [13-14].

За рубежом проводились исследования по оптимизации конструкции по различным критериям оптимизации и с различным подходом, необходимым для решения оптимизационной задачи. Среди этих работ следует выделить работы [15-19].

Работы по оптимизации конструкции отличаются не только методами решения, но и объектами, к которым они применяются. Кроме того, если ранее ставились задачи при удовлетворении лишь требованиям статической прочности, появились работы по учету аэроупругих явлений. В работах Баничука Н.В., Миронова А.Л. были рассмотрены задачи оптимизации для пластин, колеблющихся в идеальной жидкости, задачи струйного обтекания для исследования равновесных форм упругих пластин в потоке жидкости и задачи оптимизации [20-22]. Для задач оптимизации конструкции, учитывающих требования аэроупругости, используются модели, разработанные в работах Бисплингхоффа Р.

Л., Эшли Х., Халфмена Р. Л. [23], С. М. Белоцерковского, Ю. А. Кочеткова, А.

А. Красовского, В. В. Новицкого [24], Бунькова В.Г. [25], Фына Я.Ц. [26].

В работе Бирюка В.И. [27] была исследована задача комплексной оптимизации конструкции стреловидного крыла с учетом требований прочности и аэроупругости, причем учитывался и флаттер и реверс органов управления рассматривался. В качестве метода решения использовался метод штрафных функций. В работах Бирюка В. И., Липина Е. К., Яремчука Ю. Ф., Шаранюка А.В. рассматривался учет эффективности элеронов, причем в работе [28] использовался инженерный подход, а в работе [29] использовалась теория оптимального управления, что позволило получать оптимальное решение значительно быстрее. Теория оптимального управления была эффективно применена к решению оптимизационных задач с учетом аэроупругости в работе Баничука Н.В. [30], также для задач изгиба при фиксированных и подвижных нагрузок в работе [31]. С помощью теории оптимального управления, в работе [32] было получено решение о распределении жесткости по размаху крыла при наличии подкоса с учетом сохранения суммарной аэродинамической нагрузки. В работе [33] было рассмотрено скользящее крыло, в котором левая и правая консоли крыла деформировались в потоке по-разному, однако ограничением была суммарная подъемная сила на крыле. Оптимизация веса крыла при ограничениях по статической аэроупругости была рассмотрена Сейраняном А.П. в работе [34]. Им же была решена задача о дивергенции в упрощенной постановке [35].

В работах Чедрика В.В. [36-38] были реализованы алгоритмы многодисциплинарной оптимизации конструкции в комплексе программ «АРГОН», где рассматривалось два уровня упругих моделей конструкции. На первом уровне рассматривалась конструкция самолета, состоящая из пластин, стержней, балок и пружин. Пружины использовались для задания граничных условий (например, навеска органа управления). На этом этапе решалась задача по определению нагрузок на летательный аппарат, оценке аэроупругих явлений. Затем информация о жесткостных и массовых характеристиках передается на следующий уровень, где конструкция моделируется конечными элементами. Здесь проводится оптимизация распределения материала с учетом требований по устойчивости. После этого осуществляется редукция матрицы жесткости на первый уровень моделирования, где осуществляется уточнение нагрузок и требований безопасности от аэроупругости. Данный комплекс был использован при анализе аэроупругих явлений в конструкции композиционного крыла обратной стреловидности. Следует отметить и работы Баничука Н. В., Бирюка В. И., Епураша Д. М. по использованию анизотропных моделей в задачах оптимизации авиационных конструкций [39]. Эти задачи представляют большой интерес в плане выхода на синтез конструктивно-силовой схемы. Иногда рекомендации по оптимальному решению бывает различным, например, для крыла малого удлинения с целью повышения эффективности элеронов целесообразно рекомендовать силовые схемы, в которых в малой степени проявляется конструктивная анизотропия, приводящая к нежелательным упругим связям между изгибными и крутильными деформациями. Уменьшение этих связей может быть достигнуто или соответствующим расположением продольных силовых элементов (лонжеронов) или специальным распределением силового материала по хорде крыла.

Значительное количество работ посвящено учету аэродинамических ограничений. Среди них работы, связанные с включением в параметры оптимизации аэродинамических требований. Например, в ряде работ по оптимизации рассматривается ограничение по аэродинамическому сопротивлению.

Здесь и работы по сохранению миделя при оптимизации конструкции с варьированием относительной толщины профиля [40] и работы по общим аэродинамическим ограничениям [41-42]. Причем во второй работе оптимизируется не только относительная толщина профиля по размаху, но и форма крыла в плане. По существу, была поставлена и решена задача многодисциплинарной оптимизации для стреловидного крыла самолета. Применение в конструкции композиционных материалов дало толчок развитию не только прямым методам анализа композиционных конструкций, но и учету в конструкции концентраторов напряжений, например, работы Гришина В.И. и др. [43-44]. В работе [45] уже содержится подход к оптимизации конструкций из композиционного материала с учетом требований безопасности от явлений аэроупругости. Причем, в этой работе используется метод теории оптимального управления, позволяющий получать градиент критериальной функции по проектным параметрам в функциональном пространстве. Композиционный материал вносит в задачи оптимизации не только увеличение числа переменных проектирования, но и отличные от металлических сплавов критерии прочности, поскольку приходится иметь дело с анизотропной конструкцией.

Последнее время в качестве объекта исследования появляются беспилотные летательные аппараты. Актуальной задачей для них является отыскание оптимальной конструктивно-силовой схемы, поскольку вес конструкции для этих летательных аппаратов является очень важным критерием. Составной частью планера БПЛА является крыло. По статистике даже для обычных пассажирских самолетов оно составляет около 40% от массы конструкции планера.

Если для остальных агрегатов конструкции планера вес конструкции определяется типом материала и конструктивно-силовой схемой агрегата, то в крыле изза упругости конструкции мы имеем возможность уменьшать вес конструкции не только за счет применения более легких материалов, но и воздействовать на конструкцию крыла с помощью нагрузок, уменьшая их за счет перераспределения нагрузок по размаху крыла.

В нынешнее время беспилотные летательные аппараты (БПЛА) обретают широкое применение в разных областях, как в военных, так и в гражданских целях. Они могут быть предназначены для ведения наблюдения, патрулирования, разведки, корректировки огневой поддержки и т.д. [46-47]. Больше всего внимание уделяют авиационные конструкторы созданию беспилотных летательных аппаратов с большим временем барражирования. Это возможно реализовать, используя крыло большого удлинения. Для этих летательных аппаратов характерным является малая скорость и длительное время нахождения в воздухе, исчисляемое сутками. Это приводит к необходимости значительного уменьшения веса конструкции. Одним из простейших способов снижения веса является использование композиционных материалов.

Актуальность проблемы Композиционные материалы (КМ) обладают существенно меньшим удельным весом по сравнению с традиционными материалами, такими как алюминиевые сплавы, титановые сплавы, сталь и т.д. Однако в настоящее время композиционные материалы имеют ряд недостатков, снижающих эффект от их применения [48-49]. К недостаткам относятся значительная хрупкость, слабая эксплуатационная живучесть (ударные воздействия) и влияние климатических факторов на снижение свойств композиционных материалов. Кроме того, для композиционного материала применяются совсем другие критерии прочности [50]. При использовании композиционных материалов эффект от их применения снижается за счет уменьшения уровня допускаемых напряжений, что приводит к росту веса конструкции. В особенности, значительное снижение уровня допускаемых напряжений обусловлено возможностью ударных воздействий на конструкцию из композиционного материала. Ударные воздействия могут привести в процессе эксплуатации летательного аппарата к значительному снижению свойств. Это обусловлено расслоениями, утратой связи между слоями композиционной конструкции, разрушением волокон. Кроме того, проникновение влаги в конструкцию при одновременном действии температур вызывает деградацию свойств композиционного материала. Несмотря на недостатки, композиционные материалы уже используются в гражданской авиации.

В летательных аппаратах типа беспилотников композиционные материалы являются подчас единственным средством снижения веса конструкции. Однако, это всего лишь удельная прочность материала, которая обеспечивает уменьшение веса конструкции летательного аппарата. Анизотропные свойства композиционного материала для таких конструкций не использовались ранее. Анизотропные свойства конструкции из композиционных материалов использовались только для стреловидных крыльев обратной стреловидности при создании военных самолетов с крылом обратной стреловидности. Эти свойства позволяют, связав изгиб крыла с кручением, минимизировать деформации, влияющие на нагрузки. Для крыла обратной стреловидности использование анизотропных свойств композиционного материала позволило избавиться от явления дивергенции, потому что при изгибе крыла обратной стреловидности происходит увеличение поточной крутки на кабрирование. За счет анизотропии при оптимальной связи изгиба и кручения крыло закручивалось на пикирование, уменьшая поточный угол сечений крыла. Беспилотные летательные аппараты, используемые для барражирования большой продолжительности, обычно имеют прямое крыло большого удлинения, которое при упругой деформации, обусловленной изгибом, не перераспределяет аэродинамические нагрузки, поскольку изгиб крыла не изменяет угол атаки поперечных сечений, как это происходит в стреловидных крыльях. Эффект от кручения крыла, как для стреловидного, так и для прямого крыла очень мал из-за малой величины плеча между условной осью жесткости крыла и точкой приложения аэродинамических нагрузок. Тем не менее, этот эффект приводит к некоторому увеличению нагрузок и, следовательно, веса конструкции. За счет изгиба в прямом крыле не происходит перераспределения аэродинамических нагрузок, как в стреловидном крыле, и не снижается изгибающий момент. Для снижения веса конструкции крыла существуют способы активного воздействия на распределенную нагрузку за счет отклонения органов управления на самолете. Это происходит с использованием автоматических систем снижения нагрузок. На ряде пассажирских самолетов, как правило, с большим взлетным весом, например, Ил-96, такие системы позволяют снизить расчетные маневренные нагрузки и уменьшить вес конструкции крыла. Использование автоматических систем снижения нагрузок в беспилотных летательных аппаратах с прямым крылом большого удлинения затруднено из-за недостаточности необходимых для действия автоматических системы органов управления. Нами предложена методика использования анизотропии КМ в обшивках прямого крыла БПЛА, которая позволяет выбрать оптимальные ориентации волокон монослоев в пакете КМ, чтобы уменьшить углы атаки сечений крыла за счет оптимальной связи деформаций изгиба с деформациями кручения. Эта возможность может быть использована в качестве пассивной и практически бесплатной системы снижения расчетных нагрузок. Актуальность проблемы несомненна, поскольку дает конструкторам дополнительный путь для снижения веса через уменьшение нагрузок.

Цель работы Целью работы является формирование идеологии исследования по оптимизации веса конструкции крыла беспилотного летательного аппарата с прямым крылом большого удлинения при использовании композиционного материала в конструкции кессона крыла на основе выбора ориентации анизотропных свойств композиционного пакета в обшивке крыла, отличающейся от традиционной ориентации, использующейся в композиционных стреловидных крыльях пассажирских самолетов. Это требует разработки методов моделирования кессона крыла для исследования возможности снижения нагрузок, кроме того, необходима разработка методики оптимизации ориентации волокон в композиционном крыле.

Загрузка...
Поскольку упругость конструкции играет существенную роль, необходима оценка влияния упругих деформаций на аэродинамические характеристики. Поэтому необходима оценка и анализ упругих деформаций в начале полета, когда крыло имеет большую разгрузку от топлива, и в конце полета. Дело в том, что аэродинамики задают специальную крутку поточных сечений крыла для реализации не только высокого аэродинамического качества, но и для уменьшения возможности образования срывов на крыле при больших углах атаки. Для этого необходимо проведение исследований по оценке влияния упругих деформаций на аэродинамические характеристики и аэродинамическое качество летательного аппарата. Для этой задачи возникает необходимость и учета эффективности использования критериев прочности композиционного материала при оптимизации, что представляет и теоретическую ценность.

Объект исследования Объектом исследований является кессон крыла типового БПЛА типа “Predator”, который имеет прямое крыло большого удлинения и нуждается в обеспечении лимитных весов конструкции, включая крыло, для обеспечения требуемых летно-технических характеристик. Размах крыла составляет 16м, взлетный вес порядка одной тонны, площадь крыла равна примерно 12м2.

Задачи исследования

1. Использовать конечно-элементный программный комплекс MSC.Patran/Nastran, который является инструментом расчета на прочность конструкции и оптимизации веса конструкции. Изучить метод конечных элементов и метод дискретных вихрей для анализа нагрузок на конструкцию. Их применение наиболее эффективно при расчете нагрузок на самолет.

2. Исследовать нагруженность конструкции крыла с использованием метода дискретных вихрей для определения нагрузок на жестком крыле в системе самолета и оценить возможность использования аналитических подходов для определения расчетных нагрузок с последующим использованием их в задачах оптимизации.

3. Исследовать механизмы разрушения композиционных материалов и их влияние на оптимальное решение. Критерии разрушения композита: Хилл, Хофман, Цай-Ву, критерий максимального напряжения.

4. Разработать методику моделирования крыла с целью получения корректных эффектов от оптимизации ориентации композиционного материала в кессоне крыла.

5. Найти оптимальные ориентации волокон в укладке композиционного материала в обшивке крыла для уменьшения угла атаки, перераспределения аэродинамической нагрузки на крыле и снижения изгибающего момента.

6. Разработать методику выбора оптимальной ориентации анизотропии в прямом крыле большого удлинения с использованием метода конечных элементов и программы расчета нагрузок на основе балочной модели конструкции кессона крыла.

7. Сопоставить упругие деформации крыла в нескольких точках траектории за счет выгорания топлива в крыле и оценить изменение аэродинамических характеристик за счет упругости конструкции.

8. Создать методологию проектирования конструкции кессона крыла беспилотного летательного аппарата, выполненного из композиционных материалов с целью минимизации веса конструкции крыла.

Научная новизна результатов исследования

1. Исследования, проведенные автором, впервые показали, что для прямого крыла большого удлинения БПЛА использование анизотропии свойства КМ в обшивках позволяет уменьшать поточные углы атаки сечения крыла в направлении снижения нагрузок. Это является дополнительным фактором снижения веса конструкции. Данный вопрос не исследовался ранее и неизвестны публикации на эту тему в мировой практике.

2. Результатом исследований автора явилось определение области, в которой анизотропия может реализовать значительный эффект с точки зрения снижения нагрузок и, следовательно, веса конструкции крыла.

3. Для рассмотренного кессона крыла, при укладке -200/450/-200/-450/угол поворота крыла в сторону уменьшения угла атаки был максимальным, что привело к существенному уменьшению веса обшивок (в среднем на 30%), изгибающего момента (на 50%) и веса конструкции кессона (на 13%).

4. Применение различных критериев разрушения КМ привело к незначительно отличающимся результатам по оптимизированному весу конструкции кессона крыла. Однако, было установлено различие в распределении углов кручения и в их величинах. Это дает основание для проведения детальных экспериментальных исследований на конструктивных образцах с целью глубокого изучения этого вопроса.

5. Исследованы упругие деформации в горизонтальном полете за счет выбора оптимальной анизотропии в начале и в конце полета. Показано, что разница в упругих деформациях на конце крыла в начале и в конце полета за счет выгорания топлива не превышает 10. Для рассмотренного класса летательных аппаратов эта величина не приводит к существенному изменению аэродинамических характеристик и изменению аэродинамического качества. Таким образом, установлено, что для летательных аппаратов такого класса возможно в процессе производства реализовать стапельную крутку крыла по средней точке полета.

Достоверность полученных результатов Достоверность полученных результатов подтверждается многократными расчетными исследованиями, в которых использовались различные модели конструкции, применением верифицированного программного комплекса, распространенного во всем мире, косвенными сравнениями с оценкой влияния анизотропии на взаимосвязь изгиба и кручения в крыле обратной стреловидности [51-52].

Теоретическая ценность работы Теоретическая ценность работы заключается в том, что впервые было показано, что для прямого крыла большого удлинения есть возможность снижения нагрузок за счет оптимального выбора осей анизотропии обшивок кессона крыла при использовании композиционных материалов.

Разработана методология выбора оптимальной КСС кессона крыла за счет анизотропии обшивки в панелях кессона прямого крыла и дана область оптимальных решений по углам анизотропии.

Впервые оптимальная упругая крутка за счет анизотропии, используемая для снижения нагрузок в расчетных случаях нагружения, была связана с аэродинамическими характеристиками конструкции крыла. Было показано, что в классе рассматриваемых объектов влияние упругости в горизонтальном полете незначительно сказывается на аэродинамические характеристики (С у и m z ). Это дает возможность задавать стапельную крутку по средней точке траектории, поскольку для прямого крыла никогда не возникал вопрос о стапельной крутке, которая учитывает упругость конструкции, что также является важным научным результатом.

Результаты работы могут быть использованы при формировании программы испытаний на конструктивных образцах и натурном объекте.

Практическая значимость работы Практическая значимость результатов заключается в возможности использования разработанной методики при проектировании беспилотных летательных аппаратов с прямым крылом большого удлинения, предназначенных для длительного барражирования. Данный подход позволит значительно снизить нагрузки на летательный аппарат и минимизировать вес конструкции. Представленные в работе результаты могут быть использованы в ОКБ для формирования конструктивных решений проектируемых летательных аппаратов. Для конструкторов практическая ценность работы заключается также в знании областей оптимальных решений, в которых влияние упругой деформации, обусловленное анизотропией композиционных обшивок, существенно сказывается на снижении расчетных нагрузок. Кроме того, стапельная крутка, обусловленная упругостью конструкции за счет использования анизотропии, может быть выбрана по средней точке траектории полета.

Публикации и апробация работы Основные результаты исследований были изложены в следующих статьях, из которых три статьи находятся в перечне рекомендуемых ВАК.

1. H.P.Nguyen, V.I. Biryuk. Research on optimization of structural layout of the straight-wing aircraft made from composite materials. (The proceedings of the First International Scientific Workshop “Extremal and Record & Breaking flights of the UAVs and the Aircraft with electrical power plant” ERBA 2013. ISBN 978-5Moscow – Ramenskoe, Russia, 23-26 August, 2013)

2. Х. Нгуен, В.И. Бирюк. Весовая эффективность использования пассивных систем перераспределения нагрузок с применением анизотропии композиционных материалов на прямом крыле. (Труды 56-й научной конференции МФТИ Всероссийской научной конференции «Актуальные проблемы фундаментальных и прикладных наук в современном информационном обществе» 25–30 ноября 2013 года).

3. Хонг Фонг Нгуен, В. И. Бирюк. Исследования по оптимизации конструктивно-силовой схемы самолета с прямым крылом из композиционных материалов. (ТРУДЫ МФТИ -2014. Том 6, № 2(22). Научно-технический журнал.

ISSN 2072-6759).

4. В. И. Бирюк, Нгуен Хонг Фонг. Влияние анизотропии композиционной конструкции панелей на снижение веса крыла большого удлинения. (Наукоёмкие технологии, 2014, №7. Science Intensive Technologies. ISSN 199-8465).

5. Нгуен Хонг Фонг, В. И. Бирюк, Нгуен Куанг Тхыонг. Оптимизация безопасности по конструктивно-силовой схеме самолета с прямым крылом из композиционных материалов. (Фундаментальные проблемы системной безопасности: Сборник научных статьей. Выпуск 4/ Вычислительный центр им. А. А. Дородницына РАН, ОАО ВПК «НПО машиностроения», Реутов, 2014. 624 с. ISBN 987-5-9902-850-2-6).

6. В. И. Бирюк, Нгуен Хонг Фонг. Оценка влияния анизотропии композиционного материала на снижение нагрузок для беспилотного летательного аппарата. (Антенны. 2014, №8. Science Intensive Technologies. ISSN 199-8465).

Структура и объём работы Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка использованных источников.

Работа изложена на 124 страницах и содержит, в том числе 10 таблиц и 68 рисунков.

Во введении обоснована актуальность работы, сформулирована её цель, описаны научная новизна и ценность, определены задачи исследования, а также изложен обзор литературных данных по теме диссертации.

В первой главе изложена постановка задачи.

Вторая глава посвящена исследованию упругих характеристик слоистых композитов и методике определения упругих свойств монослоя композита.

В третьей главе было проанализировано шесть основных критериев разрушения композитов – критерии: максимального напряжения, максимальной деформации, Хилла, Цая-Ву, Хашина-Ротема, и Хашина. Показан сравнительный анализ использования этих критериев при оценке прочности пакета из композиционных материалов.

Четвертая глава посвящена моделированию различных силовых элементов конструкции кессона крыла в программе MSC.Patran: обшивки, пояса лонжерона, стенки лонжерона, нервюры, стрингеры.

В пятой главе изложено определение нагрузок на крыло методом дискретных вихрей и упрощенным методом и показано сравнение результатов расчета и тем и другим методами.

Шестая глава посвящена результатам оптимизации веса конструкции и ориентации монослоев композита в обшивках кессона. Показан эффект уменьшения угла атаки за счет упругой деформации кессона при использовании анизотропии свойств композита в обшивках, а так же эффект снижения суммарной нагрузки и изгибающих моментов в расчетных случаях. Дана оценка потери аэродинамических характеристик за счет упругости крыла.

ГЛАВА 1. Постановка задачи

Под конструктивно-силовой схемой понимается принципиальная схема расположения сосредоточенных и распределенных силовых элементов, призванных воспринимать и уравновешивать внешнее нагружение и обеспечивать заданный уровень жесткостных характеристик.

Выбор конструктивно-силовой схемы является начальным этапом проектирования силовой конструкции. Оптимизация силовой конструкции в настоящее время расчленяется на несколько взаимосвязанных расчетных процедур, каждая из которых имеет собственную методологию. Эти частные методологии в настоящее время объединяются в комплексы программ проектирования.

Частные процедуры оптимизации следующие:

-выбор рациональной конструктивно-силовой схемы;

-выбор рациональных конструктивных форм основных силовых панелей;

-рациональное распределение материала в конструкции из: условия минимума массы при удовлетворении требований прочности и жесткости.

Рассмотрим задачу выбора рациональной конструктивно-силовой схемы, которая решается на начальном этапе проектирования. Исходными данными к решению этой, задачи являются:

-известные действующие нагрузки (или их спектр), места их приложения и общие требования к эффективным жесткостям;

-внешние геометрические формы, в которые должна вписаться конструкция;

-дополнительные условия, связанные с технологическими и эксплуатационными требованиями.

К последней группе требований можно отнести зафиксированные места необходимых разъемов, связанные с технологическими и эксплуатационными соображениями; формулирование необходимых условий для обеспечения безопасного разрушения и повышенной живучести конструкции при повреждениях.

Требуется выбрать такую конструктивно-силовую схему, которая наилучшим образом обеспечивала бы выполнение требований прочности, ресурса, жесткости и минимума массы.

Традиционность в выборе конструктивно-силовой схемы (КСС) заключается в том, что из предшествующего опыта проектирования уже известны преимущества и недостатки возможных КСС и имеются их сравнительные количественные оценки.

Следует отметить, что в конструкциях летательных аппаратов традиционно применяются уже проверенные длительной практикой конструктивные типы - это конструкции типа подкрепленных оболочек, ферменные и рамные конструкции и их комбинации.

В большинстве случаев, исходя из предъявляемых требований и условий эксплуатации, уже заранее можно сказать, какой тип конструкции применим в том или другом случае; поэтому задача может быть сведена к поиску лучшего варианта в рамках заданного конструктивного типа.

Принятые решения по выбору КСС должны быть обоснованы прямым и расчетными и экспериментальными исследованиями.

Сложность вычислительного синтеза конструктивно-силовой схемы состоит, прежде всего, в трудности математического описания топологии конструкции, хотя допустимые и недопустимые геометрические области конструкции определяются сразу и сравнительно легко.

Для решения задачи синтеза рациональной конструктивно-силовой схемы еще не создан специальный аналитический аппарат, поэтому эти задачи приходится решать косвенными методами. По результатам этих решений формируются данные, на основе которых происходит окончательный выбор КСС. Необходимо отметить, что в процессе формирования этих данных проектировщик может неоднократно производить расчеты различных вариантов, внося необходимые исправления в исходные данные новых вариантов по результатам, полученным на начальных вариантах.

Задача выбора КСС на исходной стадии проектирования весьма ответственная, поскольку допущенные ошибки и неиспользованные возможности не поддаются, как правило, изменениям на более поздних этапах.

Было бы неправильным категорично указать тот класс упругих моделей и методов, который может быть использован при выборе КСС. К, этим методам и статистическим результатам должны быть отнесены, прежде всего, данные весовой статистики, параметрические зависимости и обобщенные данные о силовых схемах предшествующих конструкций.

У проектировщика всегда имеются варианты для исследования и сравнения, поэтому на начальной стадии проектирования КСС необходимо правильно оценить преимущества рассмотренных вариантов и те трудности, производственные и эксплуатационные, которые возникнут при реализации каждого из сравниваемых вариантов.

Следует отметить, что преимущество одного варианта по сравнению с другим может оцениваться в 5-10% по принятому критерию качества. Это означает, что дать оценку данного преимущества необходимо как можно более точно. Решать задачу выбора рациональной конструктивно-силовой схемы можно с помощью методов, основанных как на простых, так и на более сложных расчетных моделях. Области применения тех или иных расчетных моделей и методов должны устанавливаться при сопоставлении результатов расчетов, сравнением с экспериментом, в том числе расчетном.

Задача оптимизации конструктивно-силовой схемы летательных аппаратов является составной частью общей задачи проектирования самолета, выбора его основных параметров. Для проектирования оптимальной силовой схемы, как правило, в качестве исходной информации используется заданная геометрия внешнего облика, однако существует и обратное воздействие полученных решений оптимальной силовой схемы на внешний облик самолета. Покажем, как может осуществляться данная взаимосвязь.

Взлетная масса самолета определяется суммой масс отдельных его агрегатов и систем:

–  –  –

Здесь mк - масса конструкции; mд. у - масса двигательной установки; mоб и mоб соответственно массы оборудования и снаряжения; mт и mп.н - массы топлива и полезного груза.

Существенным в формуле (1) является то обстоятельство, что некоторые группы масс задаются своими абсолютными значениями для удовлетворения техническим требованиям, другие группы на начальном этапе, исходя из имеющихся параметрических зависимостей и уровня весового совершенства, обычно задаются относительными величинами mк = mк mвзл, mд. у = mд. у mвзл и

–  –  –

Эффект от уменьшения относительной массы конструкции можно проиллюстрировать графиком (рис. 1), построенным на основании обработки статистических данных по существующим самолетам.

Рисунок 1. Зависимость относительной массы m самолета от взлетной массы mвзл На этом графике показаны зависимости относительных масс отдельных агрегатов ЛА в зависимости от его взлетной массы.

Будем полагать, что относительные массы конструкции, двигательной установки, оборудования и снаряжения мало изменяются с изменением взлетной массы (в пределах небольших изменений взлетных масс).

Этот момент очень важен с точки зрения использования каскадного эффекта. То есть, возможно, при уменьшении массы конструкции масштабировать силовую установку и оборудование. Тогда поставленные задачи перед летательным аппаратом могут быть выполнены летательным аппаратом с меньшим взлетным весом. Если летательный аппарат уже выбран, то оптимизация КСС даст сравнительно немного. Если принять, что для достижения заданной дальности требуется определенная масса топлива, то за счет облегчения конструкции можно увеличивать массу топлива при той же взлетной массе и повысить дальность. Таким образом, критерий минимума относительной массы конструкции является одним из основных, и снижение массы конструкции является главной целью нашей работы. В отличие от распространенных методов оптимизации, где в качестве параметров используются толщины, и площади силовых элементов мы используем параметр ориентации анизотропии. Для прямых крыльев такой подход неизвестен.

Это осуществляется следующим образом: анизотропия композиционного материала используется в обшивках прямого крыла для максимальной упругой деформации поточных сечений крыла в сторону уменьшения угла атаки. Это приводит к снижению величины суммарной расчетной нагрузки и изгибающего момента на крыле, тем самым вес конструкции уменьшается. В работе также проводится процесс оптимизации веса обшивок путем уменьшением толщин монослоев в пакете композиционного материала, обеспечивая прочность каждого монослоя по различным критериям разрушения композитов.

Крыло самолета в полете при нагружении деформируется изгибом и кручением. Для определения нагрузок на крыло, была рассмотрена упругая балка с прямой осью жесткости, тогда коэффициент подъемной силы равен [53]:

= C ( + ) (4) Cy y

–  –  –

Первое слагаемое в формуле (5) отвечает за кручение, а второе за изгиб конструкции крыла. Угол атаки поточного сечения крыла уменьшается за счет второго слагаемого в случае стреловидного крыла.

В нашей задаче, у беспилотного летательного аппарата имеется прямое крыло (рис. 3), при котором изгиб крыла не изменяет поточный угол атаки, и это приводит к тому, что угол атаки за счет упругости не уменьшается, соответственно, при упругих деформациях крыло не сбрасывает нагрузку с концов. В работе изложена идея использования анизотропных свойств композиционного материала для рациональной связи изгиба крыла и кручения.

Это позволяет уменьшить угол атаки, перераспределить нагрузку по размаху крыла, чтобы уменьшить изгибающий момент за счет перемещения центра давления к борту крыла и минимизировать вес конструкции [72-75].

Рисунок 3. Модель БПЛА «Predator» и его кессон крыла

В работе показана попытка использования многослойного композиционного материала в обшивке крыла с целью максимально закручивать крыло в направление уменьшения угла атаки. Для этого было изменены ориентации каждого монослоя и найдено оптимальная укладка пакета композита.

ГЛАВА 2. Упругие характеристики слоистых композитов

2.1. Монослой и его механические характеристики Для композиционных материалов требуются другие подходы по определению упругих характеристик в отличие от металлических изотропных материалов. Основными исходными данными для получения упругих характеристик, как правило, являются экспериментальные данные по испытаниям образцов монослоев. На основе результатов этих испытаний рассчитываются обобщенные упругие характеристики заданного композиционного пакета с использованием специальных методик. Кроме этого, известны и теоретические методы расчета упругих характеристик монослоев, для которых исходными данными являются механические характеристики волокон, матрицы и их долевое содержание в монослое. Рассмотрим некоторые подходы к определению характеристик монослоев и обобщенных характеристик упругости всего композиционного пакета, поскольку нам придется моделировать поведение конструкции кессона крыла из композиционных материалов, примененных в обшивках крыла большого удлинения.

В слоистом композиционном материале основным элементом является монослой, состоящий из параллельно уложенных волокон, связанных между собой связующим - матрицей. Толщина монослоя обычно бывает от 0.1 до

0.2мм. Монослой представляет собой ортотропное тело, упругие свойства и характеристики прочности которого различны по взаимно перпендикулярным направлениям и зависят от вектора действующих на него усилий. Очевидно, что оси ортотропии монослоя направлены вдоль и поперек волокон. В продольном направлении свойства композита определяются свойствами волокна, а в поперечном направлении – свойствами матрицы.

Наполнителем в монослое обычно являются углеродные, стеклянные или органические волокна. В качестве примера в таблице 1, приведены средние характеристики указанных выше типов волокон [54].

–  –  –

Таблица 3. Средние характеристики матриц В авиастроении обычно используются термореактивные матрицы на основе эпоксидных смол.

2.2. Теоретический расчет характеристик упругости монослоя Если мы знаем свойства волокна, матрицы и их объемное содержание в композите, то можем сделать оценку упругих характеристик монослоя. Для этого обычно используется упрощенная модель монослоя, которая показана на рисунке 4.

–  –  –

На основе такой упрощенной модели упругие характеристики монослоя рассчитываются по следующим формулам:

Рисунок 5. Расчетные модели нагружения монослоя 2.

2.1. Продольный модуль E1

–  –  –

Уравнение (8) описывает «правило смеси», т.е. это соотношение определяет свойство композита как весовую сумму свойств смеси.

Экспериментальная проверка правила смеси была подтверждена для различных вариантов волокон и смол матрицы.

2.2.2. Поперечный модуль E2 Как следует из рисунка (5b), волокна и матрица представляют собой последовательное соединение с одинаковыми приложенными напряжениями

2. В данном случае поперечные деформации для волокна, матрицы и монослоя, соответственно, будут:

–  –  –

Такая методика определения упругих свойств монослоя хорошо согласуется с экспериментальными данными. В качестве примера на рисунке (6) приведена зависимость продольного модуля упругости монослоя стеклопластика от относительного содержания волокон. Там же приведены экспериментальные данные [55].

–  –  –

Ниже приведена таблица с паспортными данными по материалу Hex Ply M21/34%/UD194/IMA, которые использовались как пример для расчёта по приведенным выше формулам характеристик жесткости этого материала.

–  –  –

Принимаем, что этот материал имеет объемное содержание волокна 66% и, соответственно, матрицы 34 %. Волокна имеют модуль упругости E f =27600 кгс/мм2, а модуль упругости матрицы равен Em =290 кгс/мм2.

Таким образом:

= E f V f + EmVm =276000.66+2900.34=18315 (17800) E1

–  –  –

Коэффициент Пуассона для волокна и матрицы принимаем равным 0.3, как для изотропных тел.

= f V f + mVm =0.3 (0.3).

Модули сдвига волокна и матрицы определяем также, как для изотропных

–  –  –

Для сравнения в скобках приведены паспортные данные монослоя.

Сравнительные данные подтверждают хорошую сходимость расчетных и экспериментальных характеристик монослоя. В случае сжатия сложно определить характеристики монослоя расчетным путем и здесь следует использовать экспериментальные данные.

2.3. Структура пакета из композиционного материала

Поскольку монослой в силу своей большой анизотропии свойств воспринимает только нагрузку, идущую вдоль волокна, так как его характеристики в продольном и поперечном направлениях различаются на порядки, то на практике монослои укладываются в композиционный пакет с различной ориентацией относительно друг друга. Число монослоев той или иной ориентации в пакете определяется прочностью всего пакета, которую необходимо обеспечить для восприятия действующего спектра внешних нагрузок. Характерная структура композиционного пакета показана на рисунке 7.

–  –  –

2.4. Преобразования параметров жесткости монослоя при повороте системы координат Отличие изотропных материалов от анизотропных заключается в том, что их свойства не изменяются при повороте выбранной системы координат.

Свойства композитов зависят от принятой системы координат и в разных системах будут различные. Рассмотрим композит, состоящий из однонаправленных монослоев (рисунок 8).

–  –  –

Эти преобразования характеристик жесткости монослоя используются для расчета обобщенных характеристик композиционного пакета. Опишем методику вычислений обобщенных характеристик композиционного пакета представлена в следующем разделе.

2.5. Обобщенные параметры жесткости композиционного пакета В авиационной практике наиболее распространенной является укладка монослоев с углами ориентации 0о,±45о,90о. В частности, такая ориентация монослоев дает возможность получать квази-изотропные пакеты, упругие характеристики которых приблизительно одинаковые по направлениям. Возможно использовать и другие ориентации волокон с различными направлениями углов анизотропии, если это необходимо для получения оптимальной конструкции при соответствующих нагружениях. В следствии анизотропии свойств композиционного материала в нем можно реализовать различное влияние одних видов деформаций на другие. Например, деформации растяжения или сжатия могут создать сдвиговые или изгибные деформации пакета. Отсюда при производстве композиционного материала приходится учитывать этот фактор и использовать, например, сбалансированные по толщине пакеты, когда относительно его срединной поверхности слои располагаются симметрично. Это делается для исключения влияния одних видов деформаций на другие.

Обычно координатные оси OX, OY располагают в срединной плоскости пакета, а положение оси ОХ связывают с направлением нулевых слоев. Углы ориентации монослоев определяют относительно этих координат (рисунок 8).

При этом деформация композиционного пакета описывается в рамках кинематических гипотез тонких пластин Кирхгофа-Лява:

u v 2w u 2w v 2w xy = + 2z x = z 2 y = z 2 y y xy x x, y y, (22) или в матричном виде { } { 0 } + z { } =

–  –  –

Если коэффициенты матрицы жесткости пакета известны, то легко определяются мембранные обобщенные модули упругости и коэффициенты Пуассона следующим образом:

= ( A11 A22 A12 ) / A22 h

–  –  –



Pages:   || 2 | 3 |
 
Похожие работы:

«АНУЧИН СЕРГЕЙ АЛЕКСАНДРОВИЧ ФИЗИЧЕСКИЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ ИЗМЕНЕНИЯ ТЕПЛОПРОВОДНОСТИ КВАРЦЕВОЙ КЕРАМИКИ ПРИ ИНТЕНСИВНЫХ ТЕПЛОВЫХ ВОЗДЕЙСТВИЯХ 01.04.07 – Физика конденсированного состояния ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель – д.т.н., профессор Резник С.В. Обнинск – ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Список...»

«Новикова Оксана Сергеевна Кинетика A1B2 фазовых превращений в сплавах Cu-Pd вблизи эквиатомного состава 01.04.07 – Физика конденсированного состояния Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель: доктор технических наук А.Ю. Волков Екатеринбург 2015 ОГЛАВЛЕНИЕ ВВЕДЕНИЕ ГЛАВА 1...»

«УДК 523.9-332, 551.521.3 Зинкина Марина Дмитриевна ВЫСЫПАНИЯ ЭЛЕКТРОНОВ ВНЕШНЕГО РАДИАЦИОННОГО ПОЯСА В АТМОСФЕРУ ПО ДАННЫМ БОРТОВЫХ РАДИАЦИОННЫХ ИЗМЕРЕНИЙ ИСЗ «МЕТЕОР-3М» №1 Специальность 25.00.29 – «Физика атмосферы и гидросферы» Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель Доктор физико-математических наук Ю.В. Писанко Москва – 2015 г Оглавление ВВЕДЕНИЕ...»

«Бобров Александр Игоревич Исследование полей упругих деформаций и напряжений в массивах вертикально упорядоченных Ge(Si)-наноостровков. Специальность 01.04.07 – физика конденсированного состояния Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель д.ф.-м.н., проф. Д.А. Павлов...»

«Ширяев Антон Дмитриевич ИССЛЕДОВАНИЕ РАСПРОСТРАНЕНИЯ ЗВУКА В ДЫХАТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЕ ЧЕЛОВЕКА ПРИ ПРОСВЕТНОМ ЗОНДИРОВАНИИ СЛОЖНЫМИ СИГНАЛАМИ 01.04.06 «Акустика» Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Владивосток – 2015 ОГЛАВЛЕНИЕ ВВЕДЕНИЕ 1. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ 1.1. Проведение дыхательных звуков 1.2. Частотные области...»

«УДК 534.24 КУЦОВ МИХАИЛ ВИКТОРОВИЧ ЧАСТОТНЫЕ СМЕЩЕНИЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИОННЫХ МАКСИМУМОВ ЗВУКОВОГО ПОЛЯ В МЕЛКОВОДНЫХ ОКЕАНИЧЕСКИХ ВОЛНОВОДАХ Специальность 01.04.06 – акустика Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель: доктор физико-математических наук, Пересёлков Сергей Алексеевич Воронеж – 2015 ОГЛАВЛЕНИЕ Введение. Глава 1. Интерференция звука в мелком море § 1.1. Краткое введение §...»

«РОЖИН Игорь Иванович ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ЭФФЕКТЫ В МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЯХ ДОБЫЧИ ПРИРОДНОГО ГАЗА В СЕВЕРНЫХ РЕГИОНАХ 01.04.14 – Теплофизика и теоретическая теплотехника Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук Научный консультант: д.т.н., профессор Э.А. Бондарев Якутск –...»

«ПАНЧЕНКО Алексей Викторович МАРКШЕЙДЕРСКАЯ ОЦЕНКА УСТОЙЧИВОСТИ КРИВОЛИНЕЙНОГО В ПЛАНЕ БОРТА КАРЬЕРА Специальность 25.00.16 – Горнопромышленная и нефтегазопромысловая геология, геофизика, маркшейдерское дело и геометрия недр Научный руководитель: доктор технических...»

«АЛБАНТОВА АНАСТАСИЯ АЛЕКСАНДРОВНА ВЛИЯНИЕ БИОЛОГИЧЕСКИ АКТИВНЫХ СОЕДИНЕНИЙ С АНТИОКСИДАНТНОЙ И РОСТРЕГУЛИРУЮЩЕЙ АКТИВНОСТЬЮ НА КЛЕТОЧНЫЕ И СУБКЛЕТОЧНЫЕ СТРУКТУРЫ 03.01.02 – Биофизика ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата биологических наук Научный руководитель: доктор биологических наук, ведущий научный сотрудник Миль Елена Михайловна...»

«ГЕРМАН СЕРГЕЙ ВИКТОРОВИЧ IN VITRO И IN VIVO ВИЗУАЛИЗАЦИЯ ГИДРОЗОЛЕЙ МАГНЕТИТА, МАГНИТОЛИПОСОМ И МАГНИТНЫХ МИКРОКАПСУЛ МЕТОДОМ МАГНИТНО-РЕЗОНАНСНОЙ ТОМОГРАФИИ 03.01.02 – биофизика ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель: доктор химических наук, доцент...»

«ХАЛИЛОВА ЗАРЕМА ИСМЕТОВНА УДК 517.98: 517.972 КОМПАКТНЫЕ СУБДИФФЕРЕНЦИАЛЫ В БАНАХОВЫХ КОНУСАХ И ИХ ПРИЛОЖЕНИЯ В ВАРИАЦИОННОМ ИСЧИСЛЕНИИ 01.01.01 – Вещественный, комплексный и функциональный анализ Диссертация на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель: доктор физико-математических наук, профессор Орлов Игорь Владимирович...»

«ЯКИМОВ ВАСИЛИЙ НИКОЛАЕВИЧ МЕТОДОЛОГИЯ АНАЛИЗА СКЕЙЛИНГА ТАКСОНОМИЧЕСКОГО, ФИЛОГЕНЕТИЧЕСКОГО И ФУНКЦИОНАЛЬНОГО РАЗНООБРАЗИЯ БИОТИЧЕСКИХ СООБЩЕСТВ Специальность: 03.02.08 – экология (биология) ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени доктора биологических наук Научный консультант: доктор биологических наук, доктор...»

«Нажмудинов Рамазан Магомедшапиевич ОРИЕНТАЦИОННЫЕ ЭФФЕКТЫ В ПОЛЯРИЗАЦИОННОМ ТОРМОЗНОМ ИЗЛУЧЕНИИ РЕЛЯТИВИСТСКИХ ЭЛЕКТРОНОВ В ЧАСТИЧНО УПОРЯДОЧЕННЫХ СРЕДАХ Специальность 01.04.07 — Физика конденсированного состояния ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата физико-математических...»

«Трунина Наталья Андреевна ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОНИЦАЕМОСТИ БИОЛОГИЧЕСКИХ ТКАНЕЙ ДЛЯ ИММЕРСИОННЫХ АГЕНТОВ И НАНОЧАСТИЦ МЕТОДАМИ ОПТИЧЕСКОЙ КОГЕРЕНТНОЙ ТОМОГРАФИИ И НЕЛИНЕЙНОЙ МИКРОСКОПИИ 03.01.02биофизика ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель доктор...»

«УДК 621.396.6 ФЕДОСЕЕВА ЕЛЕНА ВАЛЕРЬЕВНА МЕТОДЫ КОМПЕНСАЦИИ ВЛИЯНИЯ ВНЕШНИХ ПОМЕХОВЫХ ФАКТОРОВ В РАДИОТЕПЛОЛОКАЦИОННОМ КОНТРОЛЕ МЕТЕОПАРАМЕТРОВ Специальность 05.11.13 – Приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и...»

«Семиков Сергей Александрович Методы экспериментальной проверки баллистической теории света 01.04.03 – Радиофизика ДИССЕРТАЦИЯ на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук Научный руководитель д. ф.-м. н., проф. Бакунов Михаил Иванович Нижний Новгород – 2015 Содержание ВВЕДЕНИЕ ГЛАВА 1....»

«Шандаков Сергей Дмитриевич Получение однослойных углеродных нанотрубок аэрозольным методом химического осаждения из газовой фазы и исследование их физико-химических свойств 02.00.04 – физическая химия Диссертация на соискание ученой степени доктора физико-математических наук Научный консультант доктор технических наук Насибулин...»

«Сидоров Михаил Михайлович Влияние ультразвуковой ударной обработки на механические свойства и перераспределение остаточных напряжений сварных соединений трубопроводов, эксплуатируемых в условиях Сибири и Крайнего Севера Специальность 05.02.07 Технология и оборудование механической и физико-технической обработки...»

«Лекомцев Петр Валентинович НАУЧНО-МЕТОДИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДУКЦИОННЫМ ПРОЦЕССОМ ЯРОВОЙ ПШЕНИЦЫ В СИСТЕМЕ ТОЧНОГО ЗЕМЛЕДЕЛИЯ Специальность 06.01.03 – агрофизика Диссертация на соискание учёной степени доктора биологических наук Научный консультант: доктор сельскохозяйственных наук, профессор, академик РАН Якушев В.П. Санкт-Петербург СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ ГЛАВА...»

«Перминов Анатолий Викторович ДВИЖЕНИЕ ЖИДКОСТЕЙ С РАЗЛИЧНОЙ РЕОЛОГИЕЙ ВО ВНЕШНИХ СИЛОВЫХ ПОЛЯХ 01.02.05 Механика жидкости, газа и плазмы Диссертация на соискание ученой степени доктора физико-математических наук Научный консультант доктор физико-математических наук, профессор Любимова Т.П. Пермь 2015...»









 
2016 www.konf.x-pdf.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Авторефераты, диссертации, конференции»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.