Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles
A technique has been developed for reducing the material intensity of highly stressed tail sections of launch vehicles, taking into account strength and stability constraints as well as technological requirements. A cylindrical longitudinally and transversely ribbed waffle-grid (lattice) shell with...
Збережено в:
| Дата: | 2020 |
|---|---|
| Автори: | , , , |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | English Russian |
| Опубліковано: |
Інститут енергетичних машин і систем ім. А. М. Підгорного Національної академії наук України
2020
|
| Теми: | |
| Онлайн доступ: | https://journals.uran.ua/jme/article/view/213127 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Energy Technologies & Resource Saving |
Репозитарії
Energy Technologies & Resource Saving| id |
oai:ojs.journals.uran.ua:article-213127 |
|---|---|
| record_format |
ojs |
| institution |
Energy Technologies & Resource Saving |
| collection |
OJS |
| language |
English Russian |
| topic |
launch vehicle tail section material consumption stress-strain state UDC 539.3 ракета-носій хвостовий відсік матеріаломісткість напружено-деформований стан УДК 539.3 ракета-носитель хвостовой отсек материалоемкость напряженно-деформированное состояние УДК 539.3 |
| spellingShingle |
launch vehicle tail section material consumption stress-strain state UDC 539.3 ракета-носій хвостовий відсік матеріаломісткість напружено-деформований стан УДК 539.3 ракета-носитель хвостовой отсек материалоемкость напряженно-деформированное состояние УДК 539.3 Dehtiarov, Maksym O. Dziuba, Anatolii P. Avramov, Konstantin V. Sirenko, Volodymyr M. Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles |
| topic_facet |
launch vehicle tail section material consumption stress-strain state UDC 539.3 ракета-носій хвостовий відсік матеріаломісткість напружено-деформований стан УДК 539.3 ракета-носитель хвостовой отсек материалоемкость напряженно-деформированное состояние УДК 539.3 |
| format |
Article |
| author |
Dehtiarov, Maksym O. Dziuba, Anatolii P. Avramov, Konstantin V. Sirenko, Volodymyr M. |
| author_facet |
Dehtiarov, Maksym O. Dziuba, Anatolii P. Avramov, Konstantin V. Sirenko, Volodymyr M. |
| author_sort |
Dehtiarov, Maksym O. |
| title |
Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles |
| title_short |
Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles |
| title_full |
Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles |
| title_fullStr |
Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles |
| title_full_unstemmed |
Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles |
| title_sort |
methods to reduce material intensity of tail sections of launch vehicles |
| title_alt |
Методика снижения материалоемкости хвостовых отсеков ракет-носителей Методика зниження матеріаломісткості хвостових відсіків ракет-носіїв |
| description |
A technique has been developed for reducing the material intensity of highly stressed tail sections of launch vehicles, taking into account strength and stability constraints as well as technological requirements. A cylindrical longitudinally and transversely ribbed waffle-grid (lattice) shell with rectangular holes is taken as the design scheme of the tail section, with its lower end being fastened at locations of support brackets, and the upper one being loaded with longitudinal compressive forces, evenly distributed along the contour, due to the action of the weight of higher-located structure elements. The optimization algorithm is based on the principle of ensuring discrete uniform strength of individual elements (substructures). The structural geometric dimensions of cross-sections of a standard tail section and the stiffness parameters of longitudinal and transverse load-bearing frames, the wall thicknesses of shell elements, the dimensions of lattice shells, etc., are selected from the requirements of stress-strength reliability: constraints on the limiting values of equivalent stresses (strength conditions), compressive stresses of the local and general buckling, and a number of design and technological requirements. The direct calculation of the tail section and the search for its variable geometric parameters are proposed to be performed using an interactive numerical-analytical (finite element method – engineering analysis) algorithm. The initial calculation of the static stress-strain state of the lattice-reinforced tail section was carried out by the finite element method, which is implemented in the NASTRAN package. To discretize the shell and its ribbing, flat finite elements were used. In the process of the finite-element numerical modeling of the tail section state, the reliability of the obtained results of calculating the equivalent stresses was analyzed by studying the convergence of the results of calculations on a series of meshes with different refinement. Results of the application of the developed technique to reduce the mass of the standard tail section of the Antares launch vehicle are presented. |
| publisher |
Інститут енергетичних машин і систем ім. А. М. Підгорного Національної академії наук України |
| publishDate |
2020 |
| url |
https://journals.uran.ua/jme/article/view/213127 |
| work_keys_str_mv |
AT dehtiarovmaksymo methodstoreducematerialintensityoftailsectionsoflaunchvehicles AT dziubaanatoliip methodstoreducematerialintensityoftailsectionsoflaunchvehicles AT avramovkonstantinv methodstoreducematerialintensityoftailsectionsoflaunchvehicles AT sirenkovolodymyrm methodstoreducematerialintensityoftailsectionsoflaunchvehicles AT dehtiarovmaksymo metodikasniženiâmaterialoemkostihvostovyhotsekovraketnositelej AT dziubaanatoliip metodikasniženiâmaterialoemkostihvostovyhotsekovraketnositelej AT avramovkonstantinv metodikasniženiâmaterialoemkostihvostovyhotsekovraketnositelej AT sirenkovolodymyrm metodikasniženiâmaterialoemkostihvostovyhotsekovraketnositelej AT dehtiarovmaksymo metodikaznižennâmateríalomístkostíhvostovihvídsíkívraketnosíív AT dziubaanatoliip metodikaznižennâmateríalomístkostíhvostovihvídsíkívraketnosíív AT avramovkonstantinv metodikaznižennâmateríalomístkostíhvostovihvídsíkívraketnosíív AT sirenkovolodymyrm metodikaznižennâmateríalomístkostíhvostovihvídsíkívraketnosíív |
| first_indexed |
2024-09-01T17:37:31Z |
| last_indexed |
2024-09-01T17:37:31Z |
| _version_ |
1809016162254585856 |
| spelling |
oai:ojs.journals.uran.ua:article-2131272020-10-16T09:28:05Z Methods to Reduce Material Intensity of Tail Sections of Launch Vehicles Методика снижения материалоемкости хвостовых отсеков ракет-носителей Методика зниження матеріаломісткості хвостових відсіків ракет-носіїв Dehtiarov, Maksym O. Dziuba, Anatolii P. Avramov, Konstantin V. Sirenko, Volodymyr M. launch vehicle tail section material consumption stress-strain state UDC 539.3 ракета-носій хвостовий відсік матеріаломісткість напружено-деформований стан УДК 539.3 ракета-носитель хвостовой отсек материалоемкость напряженно-деформированное состояние УДК 539.3 A technique has been developed for reducing the material intensity of highly stressed tail sections of launch vehicles, taking into account strength and stability constraints as well as technological requirements. A cylindrical longitudinally and transversely ribbed waffle-grid (lattice) shell with rectangular holes is taken as the design scheme of the tail section, with its lower end being fastened at locations of support brackets, and the upper one being loaded with longitudinal compressive forces, evenly distributed along the contour, due to the action of the weight of higher-located structure elements. The optimization algorithm is based on the principle of ensuring discrete uniform strength of individual elements (substructures). The structural geometric dimensions of cross-sections of a standard tail section and the stiffness parameters of longitudinal and transverse load-bearing frames, the wall thicknesses of shell elements, the dimensions of lattice shells, etc., are selected from the requirements of stress-strength reliability: constraints on the limiting values of equivalent stresses (strength conditions), compressive stresses of the local and general buckling, and a number of design and technological requirements. The direct calculation of the tail section and the search for its variable geometric parameters are proposed to be performed using an interactive numerical-analytical (finite element method – engineering analysis) algorithm. The initial calculation of the static stress-strain state of the lattice-reinforced tail section was carried out by the finite element method, which is implemented in the NASTRAN package. To discretize the shell and its ribbing, flat finite elements were used. In the process of the finite-element numerical modeling of the tail section state, the reliability of the obtained results of calculating the equivalent stresses was analyzed by studying the convergence of the results of calculations on a series of meshes with different refinement. Results of the application of the developed technique to reduce the mass of the standard tail section of the Antares launch vehicle are presented. Разработана методика снижения материалоемкости высоконапряженных хвостовых отсеков ракет-носителей с учетом ограничений прочности, устойчивости и технологических требований. В качестве расчетной схемы хвостового отсека принимается оребренная в продольном и поперечном направлениях вафельная цилиндрическая оболочка с прямоугольными отверстиями, нижний торец которой защемлен в местах расположения опорных кронштейнов, а верхний нагружен равномерно распределенными по контуру продольными сжимающими усилиями от действия веса вышерасположенных элементов конструкции. Алгоритм оптимизации построен по принципу обеспечения дискретной равнопрочности отдельных элементов (подконструкций). Конструктивные геометрические размеры сечений штатного хвостового отсека и жесткостные параметры продольного и поперечного силовых наборов, толщины стенок оболочечных элементов, размеры вафельных обечаек и др., выбираются из требований прочностной надежности: ограничений предельных значений эквивалентных напряжений (условий прочности), сжимающих напряжений местной и общей потери устойчивости и целого ряда конструктивных и технологических требований. Прямой расчет хвостового отсека и отыскание его варьируемых геометрических параметров предлагается осуществлять с использованием интерактивного численно-аналитического (метод конечных элементов – инженерный анализ) алгоритма. Первоначальный расчет статического напряженно-деформируемого состояния вафельного хвостового отсека производился методом конечных элементов, который реализован в пакете NASTRAN. Для дискретизации оболочки и ее оребрения использовались плоские конечные элементы. В процессе конечноэлементного численного моделирования состояния хвостового отсека производился анализ достоверности полученных результатов расчета эквивалентных напряжений путем исследования процессов сходимости результатов расчетов на серии сеток с разным измельчением. Приведены результаты применения разработанной методики к снижению веса штатного хвостового отсека ракеты-носителя «Антарес». Розроблено методику зниження матеріаломісткості високонапружених хвостових відсіків ракет-носіїв з урахуванням обмежень міцності, стійкості і технологічних вимог. Як розрахункова схема хвостового відсіку приймається оребрена в поздовжньому і поперечному напрямках вафельна циліндрична оболонка з прямокутними отворами, нижній торець якої затиснений в місцях розташування опорних кронштейнів, а верхній навантажений рівномірно розподіленими по контуру поздовжніми стискальними зусиллями від дії ваги розташованих вище елементів конструкції. Алгоритм оптимізації побудований за принципом забезпечення дискретної рівноміцності окремих елементів (підконструкцій). Конструктивні геометричні розміри перерізів штатного хвостового відсіку і жорсткісні параметри поздовжнього і поперечного силових наборів, товщини стінок оболонкових елементів, розміри вафельних обичайок та ін., вибираються з вимог міцнісної надійності: обмежень граничних значень еквівалентних напружень (умов міцності), стискальних напружень місцевої і загальної втрати стійкості і цілого ряду конструктивних і технологічних вимог. Прямий розрахунок хвостового відсіку і пошук його варійованих геометричних параметрів пропонується здійснювати з використанням інтерактивного числово-аналітичного (метод скінченних елементів – інженерний аналіз) алгоритму. Початковий розрахунок статичного напружено-деформованого стану вафельного хвостового відсіку проводився методом скінченних елементів, який реалізований в пакеті NASTRAN. Для дискретизації оболонки та її оребрення використовувалися плоскі скінченні елементи. В процесі скінченноелементного числового моделювання стану хвостового відсіку проводився аналіз вірогідності отриманих результатів розрахунку еквівалентних напружень шляхом дослідження процесів збіжності результатів розрахунків на серії сіток з різним подрібненням. Наведено результати застосування розробленої методики до зниження ваги штатного хвостового відсіку ракети-носія «Антарес». Інститут енергетичних машин і систем ім. А. М. Підгорного Національної академії наук України 2020-09-30 Article Article application/pdf application/pdf https://journals.uran.ua/jme/article/view/213127 Journal of Mechanical Engineering; Vol. 23 No. 3 (2020); 27-36 Проблемы машиностроения; Том 23 № 3 (2020); 27-36 Проблеми машинобудування; Том 23 № 3 (2020); 27-36 2709-2992 2709-2984 en ru https://journals.uran.ua/jme/article/view/213127/213194 https://journals.uran.ua/jme/article/view/213127/213195 Copyright (c) 2020 Konstantin V. Avramov, Anatolii P. Dziuba, Maksym O. Dehtiarov, Volodymyr M. Sirenko https://creativecommons.org/licenses/by-nd/4.0 |