Numerical calculation of the stress-strain state of a composite shell aircraft nacelle structure

Abstract

Представлено результати чисельного аналізу напружено-деформованого стану (НДС) композитної оболонкової конструкції гондоли авіаційного двигуна із застосуванням методу скінченних елементів (МСЕ). Модель центральної частини гондоли побудовано у вигляді циліндричної сендвіч-оболонки з обшивками з вуглепластикових ламінатів (CFRP) та осердям з сот Nomex. Отримано розподіли напружень і переміщень при дії внутрішнього тиску, що імітує експлуатаційне навантаження, та показано, що найбільш навантаженими є шари з орієнтацією волокон ±45°, які чутливі до комбінованого напруженого стану. Виконано перевірку міцності на рівні окремих шарів за критерієм Цай–Ву, що враховує ортотропні властивості матеріалу. Отримано, що для всіх шарів значення індексу руйнування (FI) залишаються меншими за одиницю, а мінімальні значення запасу міцності (MS) є додатними, що свідчить про працездатність конструкції при внутрішньому тиску 0,035 МПа. Звідси випливає, що розглянута конфігурація укладки шарів [0/45/0]° забезпечує необхідний рівень статичної міцності та відповідає вимогам надійності для умов експлуатації. Показано, що застосування оболонкових чотирикутних скінченних елементів забезпечує адекватну точність і збіжність розрахунку, а врахування ортотропних характеристик шарів дозволяє коректно прогнозувати роботу композитних сендвіч-панелей у складі авіаційних конструкцій. Результати дослідження підтверджують доцільність використання обраної методики та обраних матеріалів для побудови моделей гондол, а також можуть бути застосовані при подальшій оптимізації конструкцій і врахуванні вібраційних навантажень у перспективних дослідженнях. Практична значущість роботи полягає у створенні бази для подальшого використання МСЕ-моделей при проектуванні й сертифікаційних перевірках авіаційних композитних компонентів. Методологічна новизна дослідження полягає у поєднанні аналізу НДС із критерієм Цай-Ву для комплексного оцінювання працездатності, що може бути розширене на інші типи оболонкових елементів літальних апаратів.

This paper presents a numerical analysis of the stress-strain state of a composite shell structure of an aircraft engine nacelle using the finite element method (FEM). The central part of the nacelle, modeled as a cylindrical sandwich shell with carbon fiber reinforced polymer (CFRP) laminates as face sheets and a Nomex honeycomb core, is investigated under internal pressure to evaluate its static strength. Particular attention is paid to the mechanical behavior of orthotropic layers and the application of the Tsai-Wu failure criterion for determining the ultimate states. The analysis showed that the maximum values of the failure index (FI) for all layers remain below 1, while the margin of safety (MS) is positive, which confirms the structural integrity and the presence of a sufficient strength reserve under ultimate loading conditions.