Topological designing and analysis of the composite wing rib

Abstract

The composite structures in the aerospace industry for in recent decades are widely applied however, at the beginning of the 21st century composites are growing rapidly. The largest companies in the aerospace industry are increasing the volume of composites application of in the structures, and nowadays the volume of composites reaches 50%. The different elements of aircraft and even highly loaded structures such as spars, ribs, skin, etc., are currently made from composites. First of all, this is due to the possibility of a significant reduction in the weight of the structure, as well as a decreasing in production costs. The advanced technologies in the engineering software allows to solute different complex problems. One of the main direct of research in the composites is optimization of composite structure due to improving the relative strength and relative stiffness of the composite structure, and improving the efficiency of manufacturing processes. There are a lot of methods of optimizations but currently the topological optimization is the most conceptual and forward-looking method. The main goal of the article is to analyze and estimate the approach for designing wing rib with symmetric laminated plates with the different fiber orientation based on the topology optimization. The following tasks were solved for this: firstly, a topological optimization model was determined. This model was based on maximum stiffness with a specified volume constraint is established. The next step was optimization by the solid isotropic material with penalization (SIMP) model and sensitivity filtering technique; as a result of optimization the topological structures of wing rib with different fibre orientations were obtained. The topological structure and stiffness of the wing rib depend on the fibre orientation. Finally, the corresponding morphing analysis of wing rib with laminated plates is implemented by adopting ANSYS, which verified the anti-deforming capability of topology structure and illustrated the feasibility for designing the wing rib. The result shows that the maximum deformation of optimized structure is 1.57mm, whereas the maximum deformation of the un-optimized structure is 2.02 mm. Under the condition of the same material removals, the optimized structure can decrease by more than 20% deformations.

Композитні конструкції в аерокосмічній промисловості в останні десятиліття широко застосовуються, однак на початку 21 століття композити стрімко зростають. Найбільші компанії аерокосмічної галузі нарощують обсяги застосування композитів у конструкціях, і на сьогоднішній день обсяги композитів досягають 50%. Різні елементи літаків і навіть високонавантажені конструкції, такі як лонжерони, нервюри, обшивка тощо, в даний час виготовляються з композитів. В першу чергу це пов'язано з можливістю значного зниження ваги конструкції, а також зниженням собівартості продукції. Передові технології в інженерному програмному забезпеченні дозволяють вирішувати різні складні завдання. Одним із основних напрямів досліджень у композитах є оптимізація структури композиту за рахунок підвищення відносної міцності та відносної жорсткості композитної структури, а також підвищення ефективності технологічних процесів. Існує багато методів оптимізації, але в даний час топологічна оптимізація є найбільш концептуальним і перспективним методом. Основною метою статті є аналіз та оцінка підходу до проектування ребра крила з симетричними ламінованими пластинами з різною орієнтацією волокон на основі оптимізації топології. Для цього були вирішені наступні задачі: спочатку визначено топологічну модель оптимізації. Ця модель була заснована на максимальній жорсткості з заданим обмеженням обсягу. Наступним кроком була оптимізація за допомогою моделі твердого ізотропного матеріалу з пеналізацією (SIMP) і техніки фільтрації чутливості; в результаті оптимізації отримано топологічні структури ребра крила з різною орієнтацією волокон. Топологічна структура і жорсткість ребра крила залежать від орієнтації волокна. Нарешті, відповідний аналіз морфінгу ребра крила з ламінованими пластинами реалізовано за допомогою ANSYS, який перевірив антидеформаційну здатність топологічної структури та проілюстрував доцільність проектування ребра крила. Результат показує, що максимальна деформація оптимізованої конструкції становить 1,57 мм, тоді як максимальна деформація неоптимізованої конструкції становить 2,02 мм. За умови однакових видалень матеріалу оптимізована конструкція може зменшити деформації більш ніж на 20%.

Композитные конструкции в аэрокосмической отрасли в последние десятилетия находят широкое применение, однако в начале 21 века композиты быстро набирают популярность. Крупнейшие компании аэрокосмической отрасли увеличивают объемы применения композитов в конструкциях, и в настоящее время объем композитов достигает 50%. Различные элементы летательных аппаратов и даже высоконагруженные конструкции, такие как лонжероны, нервюры, обшивка и т. д., в настоящее время изготавливаются из композитов. В первую очередь это связано с возможностью значительного снижения веса конструкции, а также снижением производственных затрат. Передовые технологии в инженерном программном обеспечении позволяют решать различные сложные задачи. Одним из основных направлений исследований в области композитов является оптимизация структуры композита за счет повышения относительной прочности и относительной жесткости структуры композита, а также повышения эффективности производственных процессов. Существует множество методов оптимизации, но в настоящее время топологическая оптимизация является наиболее концептуальным и перспективным методом. Основной целью статьи является анализ и оценка подхода к проектированию нервюры крыла с симметричными многослойными пластинами с различной ориентацией волокон на основе оптимизации топологии. Для этого решались следующие задачи: во-первых, определялась топологическая оптимизационная модель. Эта модель была основана на максимальной жесткости с установленным ограничением объема. Следующим шагом была оптимизация с помощью модели твердого изотропного материала со штрафом (SIMP) и метода фильтрации по чувствительности; в результате оптимизации были получены топологические структуры нервюры крыла с различной ориентацией волокон. Топологическая структура и жесткость ребра крыла зависят от ориентации волокон. Наконец, соответствующий анализ морфинга нервюры крыла с ламинированными пластинами выполнен с использованием ANSYS, который подтвердил способность топологии противостоять деформации и проиллюстрировал возможность проектирования нервюры крыла. Результат показывает, что максимальная деформация оптимизированной конструкции составляет 1,57 мм, тогда как максимальная деформация неоптимизированной конструкции составляет 2,02 мм. При одинаковых съемах материала оптимизированная конструкция может уменьшить деформации более чем на 20 %.