WWW.KNIGA.SELUK.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА - Книги, пособия, учебники, издания, публикации

 

Pages:   || 2 | 3 |

«ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Сборник научных трудов Выпуск 1 (57) 2009 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ Национальный ...»

-- [ Страница 1 ] --

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 1 (57)

2009

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт»

ISSN 1818-8052

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА

КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1(57) январь–март

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ

Издается с января 1984 г.

Выходит 4 раза в год Харьков «ХАИ» Учредитель сборника Национальный аэрокосмический университет научных трудов им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт»

Утвержден к печати ученым советом Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», протокол № 6 от 18.02.2009 г.

Главный редактор Яков Семенович Карпов, д-р техн. наук, проф., заслуженный деятель науки и техники Украины, лауреат Государственной премии Украины В.Е. Гайдачук, д-р техн. наук, проф., заслуженный деятель Редакционная науки и техники Украины, лауреат Государственной премии коллегия Украины (заместитель главного редактора);

С.А. Бычков, д-р техн. наук, проф., лауреат Государственной премии Украины;

А.В. Гайдачук, д-р техн. наук, проф.;

А.Г. Гребеников, д-р техн. наук, проф.;

В.Ф. Забашта, д-р техн. наук, ст. науч. сотр., лауреат Государственной премии Украины;

Д.С. Кива, д-р техн. наук, проф., заслуженный деятель науки и техники Украины, лауреат Государственной премии Украины;

В.В. Кириченко, канд. техн. наук, проф.;

В.Н. Кобрин, д-р техн. наук, проф.;

В.Н. Король, д-р техн. наук, проф., лауреат Государственной премии Украины;

М.Ю. Русин, д-р техн. наук, проф.;

В.И. Сливинский, д-р техн. наук, ст. науч. сотр.;

М.Е. Тараненко, д-р техн. наук, проф.;

П.А. Фомичев, д-р техн. наук, проф., лауреат Государственной премии Украины О.В. Ивановская, канд. техн. наук, доц.

Ответственный секретарь Свидетельство о государственной регистрации КВ № 7344 от 27.05.2003 г.

За достоверность информации несут ответственность авторы.

При перепечатке материалов ссылка на сборник научных материалов обязательна.

© Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», 2009 г.

Содержание Вниманию авторов………......…...............…………………………… Онгирский Г.Г., Шупиков А.Н., Угримов С.В. Испытания на птицестойкость элементов остекления самолета

Симонов В.С. Оптимизация гладкой однозамкнутой панелированной оболочки из композиционных материалов

Жаркан М. Моделирование структурных параметров и физикомеханических свойств трансверсально-армированных волокнистых композиционных материалов

Филь С.Н., Мерзлюк В.В., Неминский Г.В., Сейдмуратов М.Н., Муштай М.В. Статическая прочность на вырыв и смятие втулок в панелях из КМ

Абухабел М., Люшня Н.А., Рыженко А.И. Сопоставление эффективности транспортных воздушных судов различной грузоподъемности

Литвинова Т.А. Проектирование структуры композиционного материала «в точке» по критерию минимума потенциальной энергии деформации

Цирюк А.А, Смоленко А.Г. Методика априорной оценки рациональности лонжеронного крыла, потребного количества лонжеронов и формы их поперечного сечения

Чесноков А.В. Исследование процесса резания углепластиковых стержней на этапах изготовления армирующих каркасов......

Клопота А.В., Шевцова М.А., Полякова Е.В. Нормирование труда технолога при производстве авиационных конструкций из полимерных композиционных материалов

Тараненко М.Е., Демченко А.В., Маковецкий А.В. Разработка математических моделей расчета квалиметрических показателей технологичности крупногабаритных деталей

Нечипорук Н.В., Олейник С.В., Гайдуков В.Ф., Кручина В.В.

Электроимпульсная активация воды в процессах очистки промышленных стоков

Бетина Е.Ю. Масштабы подобия основных параметров экспериментального воздушного судна для моделирования полета натурного летательного аппарата в зоне лесного пожара............

Грушенко А.М., Кирьянчук А.Л. Математическое моделирование течения в плоской модели начального участка цилиндрического вихревого тракта с помощью пакета ANSYS

Ванин В.А., Головченко А.В. Построение разностных схем повышенного порядка слабой аппроксимации на основе их интегрального представления

Соловьев А.И. Плоская деформация пространства, содержащего цилиндрическую полость и две неподвижные жесткие пластинки

Шабохин В.А. Критерии пригодности космического аппарата сферической формы для оценки характеристик радиолокационных станций

Рефераты………………………………………………………...….......

Требования к оформлению и представлению рукописей в ежеквартальный тематический сборник научных трудов Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

«Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов»

1. В соответствии с Постановлением Президиума ВАК Украины от 15.01.2003 г. №7-05/1 «Про підвищення вимог до фахових видань, внесених до переліків ВАК України» в публикуемых статьях должны быть кратко отражены следующие необходимые элементы:

постановка проблемы (задачи) в общем виде;

связь с важнейшими научными или практическими задачами;

анализ последних исследований и публикаций, в которых заложены начатые решения данной проблемы (задачи);

выделение нерешенных раньше частей данной проблемы, которым посвящена публикуемая статья;

постановка задачи;

изложение основного материала исследования с полным обоснованием полученных результатов;

выводы по данному исследованию и перспектива дальнейшего развития в данном направлении.

2. К опубликованию в сборнике принимаются научные работы, ранее не публиковавшиеся.

К опубликованию принимаются статьи, посвященные вопросам и проблемам:

проектирования и конструирования летательных аппаратов (ЛА), их агрегатов, узлов и элементов, а также технических объектов, связанных с авиакосмической техникой;

аэродинамики и динамики полета;

технологии производства авиакосмической техники;

организации производства авиакосмической техники;

обеспечения безопасности и надежности его функционирования;

расчета агрегатов и конструктивных элементов на прочность, жесткость, устойчивость, усталость и специфические воздействия среды эксплуатации;

авиакосмического материаловедения (традиционных и композиционных материалов, защитных покрытий и т.д.);

нормирования и расчета внешних воздействий на ЛА;

разработке интегрированных систем проектирования ЛА.

Если статья посвящена проблемам, не относящимся непосредственно к перечисленным выше, редколлегия сборника решает вопрос о ее публикации в индивидуальном порядке.

3. Статья и текст реферата подаются в редакцию в виде отдельных файлов на CD-R или CD-RW и распечатанными в двух экземплярах на листах белой бумаги форматом А4 (210х297). Поля: левое – 20 мм; правое – мм; верхнее – 25 мм; нижнее – 20 мм. Номер страницы не проставляется.

Размер шрифта Arial, 14, обычный. Межстрочный интервал – 1.

4. Статья должна быть отредактирована автором (авторами) таким образом, чтобы все страницы были полностью заполнены текстом. Не принимаются статьи, содержащие не полностью заполненные страницы.

На последней странице следует оставить несколько строк (3 – 5) для указания даты подачи в редакцию и фамилии рецензента.

5. Статья должна быть полностью подготовлена с помощью редактора MicroSoft Word 97 for Windows. Рисунки и фотографии следует вставлять в текст статьи, при этом рисунки должны быть сгруппированы и привязаны к тексту. Объем рукописи не должен превышать 12 страниц, включая рисунки, фотографии, таблицы и список использованных источников.

6. Рукопись начинается с индекса УДК в верхнем левом углу листа, текст рукописи должен быть построен по схеме:

инициалы и фамилии авторов, ученая степень с общепринятыми сокращениями (канд. техн. наук, д-р техн. наук), шрифт Arial, 14. Эта информация располагается справа от индекса УДК на его уровне, может размещаться в несколько строк, интервал 1;

название статьи – заглавными буквами (Arial, 14, жирный);

введение (не обязательно);

основной текст (возможно разделение на подразделы);

выводы (допускается слово «выводы» печатать отдельной строкой посередине, шрифт Arial, 14);

список использованных источников (заголовок печатается отдельной строкой посередине, шрифт Arial, 14).

7. Перед рисунком и после наименования иллюстрации (или подрисуночной надписи), расположенной под рисунком, оставить пробел в одну строку. Формулы набирать, используя встроенный редактор формул, а также:

стили - Text: Arial, Italic; Function: Arial, Italic; Variable: Arial, Italic; L.C.

Greek: Symbol; U.C. Greek: Symbol; Matrix-Vector: Arial, Bold; Number:

Arial;

размеры: Full - 16 pt; Subscript – 12 pt; Symbol – 18 pt; Sub- Symbol – 12 pt.

8. Литературные источники должны быть пронумерованы в соответствии с порядком ссылок на них. Ссылка на источник дается в квадратных скобках. Список использованных источников приводится в конце статьи на языке оригинала в соответствии с ГОСТ 7.1:2006.

9. Текст реферата печатается на русском, украинском и английском языках и должен соответствовать краткому содержанию основных результатов (объем не более четырех строк одним абзацем). На отдельной строке после реферата печатаются ключевые слова или их сочетания (не более пяти слов или словосочетаний, разделенных запятой).

10. Физические величины должны приводиться в единицах системы СИ.

11. Рукопись статьи сопровождается экспертным заключением организации автора, заявлением автора и сведениями об авторе (соавторе), с которым редколлегия будет поддерживать отношения при подготовке рукописи к публикации.

12. Решение о публикации статьи принимает редколлегия. В тексте статьи могут быть внесены редакционные правки без согласования с автором.

13. Работа, не соответствующая требованиям, возвращается авторам ответственным секретарем.

УДК 534.1:539.3:629.7.02 Г.Г. Онгирский, канд. техн. наук,

ИСПЫТАНИЯ НА ПТИЦЕСТОЙКОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ОСТЕКЛЕНИЯ

САМОЛЕТА

Проблема столкновений воздушных судов с птицами существует практически с момента возникновения авиации. Так, первая воздушная катастрофа вследствие столкновения самолета с чайкой произошла еще в 1910 году в Калифорнии [1]. Сейчас только в России ежегодно регистрируется порядка пятидесяти столкновений летательных аппаратов с птицами [2].

Существуют два взаимно дополняющих направления решения этой проблемы [3]. Первое направление связано с орнитологическим обеспечением безопасности полетов, включающим в себя изучение способов и средств снижения численности птиц в зонах аэродромов, исследование техническими средствами миграционных перелетов птиц и обнаружение летящих птиц на пути следования воздушного судна и т.д. Задачей второго направления является обеспечение локальной прочности конструктивных элементов воздушных судов при их столкновении с птицами. Важность этого направления подтверждается наличием соответствующих требований в документах, регламентирующих нормы летной годности [4, 5].

Исследования в области птицестойкости элементов конструкций авиационной техники проводятся во всем мире [6 – 10]. Наряду с развитием расчетных методов для исследования прочностных характеристик элементов конструкций самолетов широко используется натурный эксперимент, воспроизводящий реальное воздействие птицы на конструкции самолета при столкновении в полете. Натурные испытания на птицестойкость, как правило, проводятся с использованием тушек птиц (утка, курица, скворец и др.) массой от 60 г до 4 кг. Однако использование тушек птиц при испытаниях усложняет методику эксперимента, а условия его проведения не соответствуют санитарным и эстетическим нормам. Избежать этих недостатков можно, используя в испытаниях имитаторы птиц [8, 9].

Настоящая работа завершает комплекс исследований по разработке имитатора птиц [9, 10] для испытаний конструкции летательных аппаратов на птицестойкость. В работе приведены данные натурных испытаний элементов остекления самолета АН-24 при ударе имитатором и тушкой птицы. В экспериментальных исследованиях использовались силиконовый имитатор птицы оригинальной конструкции и тушки кур.

Имитатор птицы Имитатор птицы представляет собой по форме цилиндр, сопряженный с полусферами [9, 10]. Длина имитатора – 24 см, диаметр – 11 см. Имитатор выполнен из силикона, упругие свойства и плотность которого аналогичны характеристикам мышечной ткани птицы (1,1 г/см3).

Вдоль оси имитатора расположен конструктивный элемент, моделирующий скелет и полости внутри птицы и позволяющий достичь средней плотности имитатора соответствующей средней плотности птицы (0,93 г/см3).

Ранее [9, 10] было установлено, что имитатор достоверно воспроизводит воздействие птицы на плоские преграды. При этом имитатор не требует особых условий хранения, не загрязняет помещение для испытаний, а его остатки легко утилизируются.

Испытательный стенд Испытательный стенд состоит из разгонного устройства для метания, стенда-мишени и тензометрического комплекса.

Для разгона метаемых объектов применялось пневматическое разгонное устройство ГП «АНТК им. О.К. Антонова» с длиной ствола 8,7 м и диаметром 150 мм [9].

Стендом-мишенью служила кабина самолета АН-24Б.

Исследовалась реакция стекол ТСК 009 (рис. 1) на удар имитатором и тушкой птицы.

Рисунок 1 – Остекление кабины экипажа: 1 – лобовое стекло;

2 – панель; 3 – верхнее стекло; 4 – боковое стекло; 5 – форточка; 6 – Стекло ТСК 009 представляет собой стеклоблок, обрамленный по торцу герметиком и металлической рамкой (см. рис. 2). Стеклоблок состоит из трех силикатных стекол, соединенных склеивающими полимерными слоями. Среднее и внутреннее элементами, воспринимающими нагрузки, а внешнее (покровное) – обеспечивает защиту нагревательного элемента от воздействия внешней Рисунок 2 – Стекло ТСК напряжений, возникающих при электрообогреве.

проводилось методом динамического широкополосного тензометрирования. На внутреннюю поверхность стекол посередине наклеивалась шестикомпонентная розетка тензодатчиков (рис. 3). Для этого использованы малобазные (база измерения 1 мм) Рисунок 3 – Розетка фольговые тензорезисторы. Датчики тензодатчиков наклеивались таким образом, чтобы получить деформации остекления в вертикальном, горизонтальном и наклонном (под 450) направлениях. Вся получаемая информация дублируется.

Результаты Проведено исследование реакции и характера разрушения элементов остекления при ударе имитатором и тушкой птицы. Удар наносился посередине покровного стекла, направление метания было выбрано параллельно оси фюзеляжа. Испытания продолжались до начала разрушения внутреннего слоя остекления.

Установлено, что после первых ударов по остеклению сначала наблюдается растрескивание покровного стекла. При этом прочностные характеристики элемента остекления практически не изменяются. Под действием последующих ударов растрескивается внутренний слой остекления. При дальнейших испытаниях наблюдается пробой стекла.

На рис. 4 приведены деформации 1, 2 и 3 левого стекла ТСК 009, зафиксированные на тензодатчиках 1, 2, 3, при ударе тушкой птицы и имитатором. Сплошной линией показаны результаты при ударе тушкой птицы массой 1,74 кг при скорости соударения 99,07 м/с, пунктирной – при ударе имитатором массой 1,75 кг при скорости соударения 98,63 м/с.

На рис. 5 приведено аналогичное сравнение деформаций стекла при ударе птицы массой 1,780 кг при скорости соударения 97,54 м/с и ударе имитатором массой 1,750 кг при скорости соударения 98,63 м/с.

Из рис. 4 – 5 видно, что реакция остекления на удар имитаторами по характеру и максимальным значениям деформаций подобна соответствующей реакции остекления на удар птицей.

Рисунок 5 – Деформации стекла при ударе птицей и имитатором Проведена серия экспериментов по определению реакции элементов остекления самолета АН-24 на удар имитаторами и тушками птиц. Приведены данные исследований деформаций и характера разрушений остекления ТСК 009. Экспериментально подтверждено, что исследуемые образцы остекления соответствуют выдвигаемым к ним требованиям по прочности при столкновении с птицей.

Проведен сравнительный анализ деформаций, возникающих при ударе имитатором и тушкой птицы. Результаты анализа показывают удовлетворительное совпадение экспериментальных данных, полученных при ударе имитатором и тушкой птицы. Повреждения остекления от воздействия имитатора и тушки птицы имеют схожий характер. Установлено, что разработанный имитатор птицы достоверно воспроизводит воздействие птицы на элементы остекления самолета и может быть использован при их натурных испытаниях.

1. Лаврик В.С. Летчик, внимание – птицы! / В.С. Лаврик, И.Ф. Рубцов, Э.А. Шерер. – М.: Изд-во Министерства обороны СССР, 1970. – 104 с.

2. Рыжов С.К. Атака на самолет // Газ. «Воздушный транспорт», № 22, http://otpugivanie.narod.ru/fa.html – Загл. с экрана.

3. Рогачев А.И. Орнитологическое обеспечение полетов / А.И. Рогачев, А.М. Лебедев. – М.:Транспорт, 1984. – 126 с.

4. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. – М.:

Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1984. – 464 с.

5. Federal Aviation Regulation. Part 25. Airworthiness Standards, Transport Category Airplanes. – Amsterdam: FAA, 1991. – 177 p.

6. Уилбек Дж.С. Разработка модели птицы для ударных испытаний Энергетические машины. – 1981. – Т. 103, № 4. – С. 126 –133.

7. Wang Xinjun. Dynamic response analysis of bird strike on aircraft windshield based on damage-modified nonlinear viscoelastic constitutive relation / Wang Xinjun, Feng Zhenzhou, Wang Fusheng, Yue Zhufeng // Chinese Journal of Aeronautics – 2007. – V.20, № 6.– P. 511-517.

8. Budgey R. The development of a substitute artificial bird by the International Birdstrike Research Group for use in aircraft component testing // Conference of International Bird Strike Committee 25/WP-IE3. – Amsterdam, 2000. – P. 543–550.

9. Имитатор птицы для испытаний конструкции самолета на птицестойкость / Н.В. Долгополова, Г.Г. Онгирский, Н.В. Сметанкина и др. // Труды ЦАГИ. Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций и сооружений. – 2007. – Вып. 2675. – М.: ЦАГИ, 2007. – С.

46–50.

10. Онгирский Г.Г. Влияние кинематических факторов на реакцию деформируемой преграды при столкновении с птицей / проектирования и производства конструкций летательных аппаратов.

– 2008. – Вып.5(56). – Х.:Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ». – С.54 – 62.

ОПТИМИЗАЦИЯ ГЛАДКОЙ ОДНОЗАМКНУТОЙ

ПАНЕЛИРОВАННОЙ ОБОЛОЧКИ

ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

В настоящее время полимерные композиционные материалы все больше применяются в производстве коммерческих самолетов, причем в ответственных несущих элементах конструкций, например в центроплане Airbus A380 [1].

Ведущие мировые авиастроительные фирмы занимаются разработкой новых авиалайнеров, в производстве которых планируется применять до 50% и более композиционных материалов. Более того, компания Boeing в конце 2009 года планирует начать поставки нового авиалайнера Boeing 787 Dreamliner вместимостью более 200 пассажиров, фюзеляж и крыло которого главным образом выполнены из полимерных углепластиков [2].

Из сказанного выше следует, что даже поверхностный анализ мировых тенденций по внедрению композиционных материалов в коммерческое авиастроение дает основания считать актуальной проблему оптимизации оболочечных конструкций из композиционных материалов в процессе проектирования новых пассажирских и грузовых самолетов большой вместимости.

Проблема оптимизации гладкой однозамкнутой панелированной оболочки из композиционных материалов является частью поставленной автором задачи по проектированию фюзеляжа самолета с замкнутым по полу силовым контуром поперечного сечения [3]. Ранее описанная математическая модель панелированной оболочки постоянного по длине поперечного сечения подходит для решения прямой задачи – определения напряженно-деформированного состояния (НДС), возникающего в результате действия силовых факторов – осевой силы, изгибающих моментов, перерезывающих сил и внутреннего давления. Однако при переходе к решению оптимизационной задачи возникают трудности, связанные с большим количеством варьируемых переменных, а также с дискретностью изменения толщины панелей, связанной с фиксированной толщиной монослоя пакета КМ.

В качестве оптимизируемого объекта рассматривается симметричное относительно вертикальной оси поперечное сечение гладкой оболочки, разбитое на четыре панели - две боковые, верхнюю и нижнюю (рис. 1). Толщина и структура боковой, верхней и нижней панелей различны. Под структурой понимается схема армирования панели, которая может быть любой комбинацией углов армирования из ряда [0° [90°], ], [±], но не более трех разных углов армирования в одной панели, где любой угол из диапазона 0° - 90°.

Рисунок 1 – Оптимизируемое поперечное сечение Для описания оболочки принимается математическая модель тонкостенного стержня, которая представлена в [4]. Продольные нормальные деформации распределяются по контуру поперечного сечения стержня согласно закону плоскости:

или где (M z ) = by - деформация, возникающая от действия изгибающего момента M z ;

(M y ) = z - то же от момента M y ;

(N x ) = c - то же от продольной силы N x.

Равенство (2) имеет графическую интерпретацию (рис. 2). В системе координат Z*OY можно записать следующее:

Решив эту систему уравнений относительно коэффициента a, получим Подставив (4) в любое из равенств (3), найдем координату y 0 :

Аналогично (3) можно записать:

тогда Рисунок 2 – Продольная деформация стержня Теперь, зная коэффициенты a и b, можно записать следующее:

С учетом (8) и (9) формула для определения деформации (2) примет вид Так как для заданных величин и положение y 0 предопределено (рис. 2), то, естественно, должно выполняться условие равенства нулю механического статического момента сечения относительно оси OZ*:

который можно представить как сумму механических статических моментов панелей:

где S z, S z, S z - соответственно механические статические моменты верхней, боковой и нижней панелей относительно оси OZ*.

В общем виде механический статический момент i-й панели можно записать так:

где i = (,, ) ; i, E i - толщина и модуль упругости в направлении оси ОХ i-й панели соответственно.

Введем обозначение:

тогда выражение (11) с учетом (13) и (14) примет вид Аналогичное условие относительно оси OY выполняется автоматически в силу симметрии контура.

Составим уравнения равновесия моментов относительно осей OZ* и OY:

где, E - толщина и модуль упругости стенки оболочки в направлении Правые части (16) можно разбить на сумму интегралов аналогично (15) и вынести за знак интеграла произведения i Ei, так как они постоянны в пределах i-й панели:

Если ввести обозначения то равенства (17) можно привести к более компактному виду Записывая выражения (15) и (19) вместе, получаем систему уравнений с тремя неизвестными (E ), ( E ), ( E ), обеспечивающими заданные деформации,, и положение нейтральной оси.

Пока вынесем за «скобки» дополнительные напряжения и деформации от N x. Их можно считать не зависящими от координаты x, т.е. константами в пределах проектируемого отсека.

Таким образом, получены значения (E ), (E ), (E ) как функции от деформаций,,.

Покажем, что поток касательных сил (ПКС) также однозначно определяется значениями (E ), (E ), (E ), т.е. справедлива запись Общая формула для определения ПКС в тонкостенном стержне представлена в [4]:

где Qx, Qy и M x – перерезывающие силы и крутящий момент в сечении оболочки (рис. 2);

F – ометаемая площадь контура;

k – коэффициент асимметрии, который в нашем случае равен 1 – контур симметричен относительно оси OY;

Dz, Dy – механические моменты инерции сечения относительно осей OZ* и OY соответственно;

S z, S y – механические статические моменты инерции отсеченной части контура;

r – длина перпендикуляра, опущенного из принятого полюса (в нашем случае точка O на рис. 2) на касательную к контуру поперечного сечения в текущей точке.

Механические моменты инерции Dz, Dy запишутся следующим образом:

а механические статические моменты отсеченной части контура – Как видно из формул (23) и (24), механические моменты инерции и механические статические моменты сечения определяются произведениями ( E ) и геометрией контура, т.е. равенство (21) справедливо.

Зная ПКС, можно определить сдвиговые деформации:

где G - модуль сдвига стенки оболочки.

Окружное усилие в оболочке определяется формулой:

где - радиус кривизны контура.

Тогда окружные деформации запишутся в виде где E - модуль упругости стенки оболочки в направлении.

Зная деформации пакета (10), (25) и (27) и углы армирования слоев, можно определить деформации слоев по известным формулам:

где 1,2 – система координат i-го слоя; i - угол армирования i-го слоя.

Напряжения в слоях находят по формулам сти основы и утка i-го слоя;

µ12i,µ 21i - коэффициенты Пуассона i-го слоя; G12i - модуль сдвига i-го слоя.

Зная напряжения в слоях, можно произвести послойную оценку прочности пакета по критериям максимальных напряжений и Мизеса-Хилла.

Для того чтобы последовательно вычислить (25) – (29), необходимо определить неизвестные величины E,G,, которые однозначно определяются структурой пакета. Кроме того, нам пока еще не известны значения толщин панелей,,, которые можно определить из ранее найденных произведений (E ), (E ), (E ), зная модули упругости E, E, E. Указанные модули упругости также однозначно определяются структурами пакетов панелей.

Из сказанного выше следует, что для окончательного определения НДС контура поперечного сечения оболочки необходимо задать структуры пакетов панелей.

Модули упругости и сдвига пакета определяются по известным формулам:

где для структуры пакета [0°,90°,±]:

, 2 = 90 - относительная суммарная толщина слоев с углом укладки 0° и 90° соответственно;

0, 90 - суммарная толщина слоев с углом укладки 0° и 90° соответственно;

- суммарная толщина пакета.

Задавая значения 1, 2 и угол для перекрестно армированных слоев в пределах следующих ограничений:

можно определить все упругие характеристики пакета.

Приведенная выше методика определения НДС, возникающего в поперечном сечении оболочки, позволяет задать последовательность, оптимизации структур и толщины панелей:

1. Задать деформации,, (рис. 2).

3. Для i-й панели открыть циклы по 1, 2 и с учетом ограничений (32), в теле цикла производить вычисления:

3.1. Определить упругие характеристики (30) для этой панели;

3.2. Найти из произведения (E )i толщину панели i.

3.3. Определить деформации пакета панели согласно (10), (25) и 3.4. Определить деформации и напряжения в слоях пакета по 3.5. Провести послойную оценку прочности панели.

3.6. Найти минимальную толщину пакета i, при которой будут выполняться прочностные ограничения.

4. Минимизировать толщину панелей для остальных панелей аналогично п.3.

5. В том случае, если хотя бы для одной из панелей не было найдено ни одной структуры, при которой выполняются прочностные ограничения, то вернуться в п.1.

6. Продолжать пп. 1 – 5 для всех возможных комбинаций значений,,, записывая найденные значения толщины и структуры панелей в массив данных.

7. Отсортировать массив данных по возрастанию массы поперечного сечения оболочки.

Описанная выше методика оптимизации позволяет достаточно быстро найти оптимальные значения толщины и структуры панелей для заданных нагрузок и геометрии контура поперечного сечения оболочки.

К примеру, персональный компьютер Intel Celeron с тактовой частотой процессора 2.00 ГГц и оперативной памятью 1.00 ГБ выполняет такой расчет за 3-5 мин.

Для сравнения можно привести время расчета на таком же персональном компьютере программы, которая выполняет прямой перебор всех возможных решений (толщины и структур панелей), решая прямую задачу определения НДС [3] и оценку прочности поперечного сечения оболочки. Это время составляет более 2 часов.

Методика удобна тем, что она позволяет оптимизировать каждую панель в отдельности. Это в значительной степени упрощает алгоритм оптимизации и в конечном итоге код программного продукта.

Можно возразить, что существует большое количество методов условной нелинейной оптимизации, которые позволяют решать задачи с большим количеством неизвестных и ограничений. Однако все эти методы основаны на определении производных 1-го и 2-го порядков от оптимизируемой функции и ограничений, что в нашем случае является усложнением ввиду громоздкости и сложности формул, используемых для расчета НДС слоистых КМ.

Представлены теоретические зависимости и упрощенный алгоритм, которые лежат в основе методики оптимизации параметров поперечного сечения панелированного тонкостенного стержня.

Предложенная методика позволяет найти решение в относительных значениях толщины, которые при переходе к абсолютным, как правило, не дают целого числа монослоев. В таких случаях обычно округляют значения толщины в большую сторону до целого числа слоев. Однако здесь такой шаг приведет к перераспределению жесткостей и, возможно, к выходу за прочностные ограничения.

Вторым недостатком методики является то, что она не включает в себя проверки полученных решений на соблюдение ограничений устойчивости и прогиба.

Поэтому следующим этапом в данном исследовании должен быть оптимальный в смысле минимума массы переход от относительных значений толщины к абсолютным без нарушения ограничений прочности, устойчивости и прогиба.

1. Веб-сайт компании AIRBUS http://www.airbus.com.

2. Веб-сайт компании BOEING http://www.boeing.com.

3. Симонов В.С. Проектирование фюзеляжа самолета с замкнутым по полу силовым контуром поперечного сечения / В.С. Симонов // Авиационно-космическая техника и технология. Сб. науч. тр. Нац.

аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (37). –Х., 4. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материалов / В.В. Васильев. - М.: Машиностроение, 1988. – 272 с.

Рецензент: канд. техн. наук, проф. В.В. Кириченко, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков

МОДЕЛИРОВАНИЕ СТРУКТУРНЫХ ПАРАМЕТРОВ

И ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ

ТРАНСВЕРСАЛЬНО-АРМИРОВАННЫХ ВОЛОКНИСТЫХ

КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

В последние 20-30 лет постоянно росли объемы применения в авиастроении высокопрочных и высокомодульных композиционных материалов (КМ) и расширялась номенклатура деталей и агрегатов из них. Увеличение скорости и высоты полета и соответственно удельных нагрузок приводит к необходимости применения все более толстых обшивок, стенок, полок и т.п., что входит в противоречие с недостаточными прочностными свойствами КМ на смятие и межслойный сдвиг.

Одним из конструктивно-технологических решений (КТР), призванным повысить межслоевую прочность КМ, является дополнительное трансверсальное армирование композитными или металлическими стержнями малого диаметра, внедряемыми в препрег.

При внедрении дополнительных армирующих элементов в незаполимеризованный препрег волокна искривляются и изменяется их объемное содержание. Такой КМ является неоднородным и обладает переменной анизотропией физико-механических характеристик.

Применяемые в механике конструкций методы исследования напряженно-деформированного состояния (НДС) требуют знания функций изменения физико-механических свойств от координат (аналитические методы) или осредненных свойств по заранее заданному объему (численные методы).

Краткий анализ исследований по определению физикомеханических характеристик армированных КМ свидетельствует о том, что если известны структурные параметры (форма и упаковка, размеры волокон, свойства компонентов и т.п.), то имеющиеся теории и методики позволяют вычислить свойства КМ на любом уровне рассмотрения.

Наиболее известный вариант теории армирования оперирует следующими формулами для вычисления свойств монослоя КМ:

где - объемное содержание волокон;

E1, E2 - модули упругости вдоль и поперек волокон соответственно;

G12 - модуль сдвига;

1, 2 - коэффициенты линейного температурного расширения соответственно вдоль и поперек волокон.

Из этих зависимостей хорошее совпадение с экспериментальными данными наблюдается только для E1, µ12 и 1. Кроме того, решение этой системы уравнений относительно Eв, E м, µв, µ м, в, м может привести к многократному увеличению погрешности по сравнению с прямым расчетом.

Таким образом, восстановление свойств компонентов по приведенным формулам недостаточно оправдано, а их прямое экспериментальное определение вызывает принципиальные трудности из-за микроскопических размеров волокон, отличия свойств связующего в КМ от массива того же чистого материала и др. По этим причинам для трансверсально-армированных КМ актуальной является задача поиска путей и способов восстановления свойств волокон и матрицы по известным экспериментальным характеристикам однонаправленного монослоя КМ, что позволит более достоверно определять свойства материала, образующегося вокруг армирующих стержней. Это особенно важно, так как при внедрении стержней в КМ формируется "спутная" зона, состоящая из чистого связующего.

В связи с вышесказанным в работе получена модель и алгоритм трансверсальными стержнями, которые служат основой теории армирования.

В основу разработанной расчетной схемы взаимодействия КМ, армированного стержнями, перпендикулярными к плоскости слоя, положены следующие допущения и предпосылки:

- армирующие стержни расположены упорядоченно. Практическое значение имеют тетрагональное и шахматное распределения, которые охватывают большинство практических задач;

- нити или волокна КМ представляют собой абсолютно гибкие и упругие стержни, помещенные в жидкое связующее, вследствие чего уравнение их упругой линии полностью определяется граничными условиями. Если при внедрении в препрег армирующих стержней такое допущение недостаточно оправдано, то после разогрева связующего, когда и происходит формирование структуры КМ, волокна ведут себя как упругие и гибкие стержни;

- при внедрении стержней слои КМ остаются плоскими и не изменяют свою толщину. Эти два допущения взаимосвязаны и дают возможность применять в последующих расчетах хорошо разработанную теорию слоистых сред [1-9];

- суммарная площадь волокон во всех сечениях постоянна, что следует из условия сохранения их целостности в процессе внедрения и полимеризации.

Рассмотрим случай для трансверсально-армированного КМ с тетрагональным расположением стержней.

Модель взаимодействия КМ с трансверсальными стержнями Слой однонаправленного волокнистого КМ с армированием по оси x, который усилен стержнями диаметром d, расположенными по углам четырехугольника со сторонами t x и t y. Примем, что на основе экспериментальных исследований предопределены распределения параметры "спутной" зоны u0 и v0.

На основе принятых допущений и предпосылок уравнение упругой линии волокна (нити) записывается следующим образом:

где коэффициенты граничных условий:

Коэффициенты формы (1) зависят от координат начала y и конца y волокна и определяются из системы уравнений:

где u0 может принимать значение.

Из решения (3) получим Подставим (4) в (1) и запишем уравнение упругой линии в виде Угол наклона волокна к оси x, являющегося углом армирования КМ в окрестности стержня, находят по формуле Для определения текущего значения объемного содержания волокон в произвольной точке запишем условия сохранения количества волокон, исходящих из интервала dyн (см. рис.):

Из условия целостности и непрерывности волокон следует уравнение взаимосвязи координат ( yн ) и ( yк ) :

где значение v0 (см. рисунок) может быть равным нулю.

Кроме того, для любого сечения x = const должно соблюдаться равенство Таким образом, для нахождения значений y и y волокна, проходящего через точку ( x, y ), необходимо решить следующую систему интегро-алгебраических уравнений:

Для качественной оценки полученных результатов рассмотрим некоторые частные случаи распределения волокон в сечениях x = 0 и x = u0 = уравнения (12) получим Система (13) в этом случае преобразуется к виду Решением (15) являются следующие выражения для определения координат начала и конца волокон:

Угол армирования КМ вычисляют по формуле Текущее значение объемного содержания волокон определяется по формуле (8), в которой необходимо подставить выражения Решения (16) - (18) уточняют результаты, приведенные в [10-12], где был исследован этот случай при дополнительном требовании о равномерном распределении волокон во всех сечениях x = const, т.е.

( y ) = const.

Вторым важным для практики частным случаем является линейное распределение объемного содержания в сечении x = 0, а также постоянное и равное исходному при x =.

выражению для н ( y ) :

Система уравнений (13) принимает вид После решения (22) подставим найденные значения yн и yк в (6) и определим угол армирования КМ. Текущее значение объемного содержания волокон вычисляют по формуле (8), в которой Выше были получены необходимые формулы для определения объемного содержания и углов укладки слоев КМ с исходным армированием = 0.

В дальнейшем планируется получить зависимости для поперечных слоев с произвольным начальным углом армирования, а также с учетом угла наклона стержней и определить структурные параметры КМ при шахматном расположении стержней.

На основе обоснованной системы допущений построена модель взаимодействия волокнистого слоистого КМ с трансверсальными армирующими стержнями, расположенными тетрагонально, внедряемыми в препрег перед формованием конструкции. На базе этой модели получены формулы для определения объемного содержания волокон и их углов армирования как функций от координат для продольных слоев.

1. Амбарцумян С.А. Общая теория анизотропных оболочек / С.А. Амбарцумян. - М.: Наука, 1974. - 446с.

С.А. Амбарцумян. - М.: Наука, 1967. - 266 с.

стеклопластики / Г.Д. Андриевская. - М.: Наука, 1966. - 370 с.

4. Ашкенази Е.К. Анизотропия конструкционных материалов.

Е.К. Ашкенази, З.В. Ганов. - Л.: Машиностроение, 1972. - 216 с.

5. Болотин В.В. Механика многослойных конструкций / В.В. Болотин, Ю.Н. Новичков. - М.: Машиностроение, 1980. - 375 с.

6. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материалов / В.В. Васильев. - М.: Машиностроение, 1988. - 272 с.

проектирования тонкостенных конструкций из композиционных материалов / В.В. Васильев // Актуальные проблемы авиационной науки и техники. - М.: Машиностроение, 1984. - С. 66-67.

8. Дудченко А.А. Анизотропные многослойные пластины и оболочки / А.А. Дудченко, С.А. Лурье, И.Ф. Образцов // Итоги науки и техники. Сер.

Механика деформируемого твердого тела. - М.: ВИНИТИ, 1983. - Т. 15. С. 3-68.

9. Основы проектирования и изготовления конструкций летательных аппаратов из композиционных материалов / В.В. Васильев, А.А. Добряков, А.А. Дудченко и др. - М.: МАИ, 1985. - 218 с.

10. Карпов Я.С. Деформативные свойства соединения деталей из композиционных материалов с крепежными микроэлементами / Я.С. Карпов, В.Д. Локтионов // Конструкция и технология получения изделий из неметаллических материалов: тез. докл. XII Всесоюз. конф. Обнинск, ноябрь 1990. ДСП.

11. Карпов Я.С. Исследование физико-механических свойств волокнистого композиционного материала в окрестности крепежного элемента. Я.С. Карпов, В.Д. Локтионов // Проектирование элементов конструкций летательных аппаратов: Темат. сб. науч. тр. ХАИ. - Харьков, 1988. - С. 23-29.

12. Локтионов В.Д. Деформативные свойства элементов соединений деталей из композиционных материалов: Дис... канд. техн.

наук. - Харьков, 1991. – ДСП.

УДК 628. С.А. Филь, канд. техн. наук, В.В. Мерзлюк, канд. техн. наук, Г.В. Неминский, М.Н. Сейдмуратов, М.В.Муштай

СТАТИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬ НА ВЫРЫВ И СМЯТИЕ

ВТУЛОК В ПАНЕЛЯХ ИЗ КМ

В современной авиации, как ни в одной другой отрасли техники, за исключением, быть может, космической, издержки на эксплуатацию массы конструкции являются очень существенными. Поэтому вопрос минимизации веса конструкции самолета является очень актуальным.

Учитывая, что улучшение механических характеристик металлических сплавов практически исчерпывает себя, особое внимание уделяется применению новых материалов, в том числе и материалов из КМ, которые по своим прочностным и жесткостным характеристикам превосходят металлы. КМ очень дорогие и поэтому эффективность их использования в конструкции самолета напрямую зависит от оптимального выбора конструктором агрегатов, изготовление которых из КМ экономически обосновано.

Применение в конструкции элементов из КМ порождает новые проблемы, связанные с их соединением как между собой, так и с металлическими конструкциями. Этот вопрос – один из важных в проектировании конструкций с применением КМ. Соединения выполняют, по крайней мере, две функции фиксируют взаимное положение деталей и определяют характер их взаимодействия.

Соединения материалов из КМ может выполняться следующими путями:

– механический крепеж (использование болтов, заклепок или других крепежных элементов);

– крепления с помощью склеивания КМ;

– сваркой термопластичных материалов.

Первый путь – это практически механический перенос опыта накопленного при проектировании металлических конструкций. При этом конструкция детали из КМ значительно усложняется, так как необходимо обеспечить в зоне установки крепежа целостность волокон (конструктивное обеспечение места под крепеж). В противном случае, перерезая волокна, мы уменьшим несущую способность детали. В металлических конструкциях на организацию стыка приходится 15…25% увеличения массы по сравнению с регулярным сечением. При этом в соединениях, как правило, возникают примерно 80% разрушений. В соединениях из КМ при введении стыков увеличение веса составляет примерно 60…70%. При этом прочность механических соединений из КМ в 2-3 раза меньше, чем металлических.

Построение математической модели стыка из КМ очень сложно ввиду многопараметрической зависимости напряжений от различных конструктивно-технологических факторов, которым можно отнести:

– отсутствие простой зависимости между прочностными характеристиками на смятие и растяжение;

– необходимость определения коэффициента податливости крепежного элемента;

– необходимость учета прочности КМ на межслойный сдвиг;

– реализуемость толщины клеевой прослойки;

– нелинейная диаграмма деформирования клеевого соединения [2] и т.д.

Поэтому получение этих данных приводит к необходимости проведения больших объемов экспериментальных работ. Соединяя детали из КМ с помощью клея или сварки, получаем неразъемные соединения, что не всегда приемлемо.

При этом отметим, что склеивание высоконагруженных деталей, хотя теоретически возможно, но его трудно реализовать в условиях серийного производства из-за исключительно высоких требований к параметрам и качеству выполнения операций технологического процесса, из-за отсутствия надежных методов неразрушающего контроля. Кроме того, известно, что клеевые соединения могут передавать силовые потоки небольшой интенсивности (до 15 кН/см) [1] и существует проблема деструкции клея в процессе длительной эксплуатации. Существует также проблема выполнения ремонта в эксплуатации [1].

Поэтому в практике для получения достоверных прочностных характеристик соединений материалов из КМ проводят, как правило, испытания определенного типа соединений, применяемых разработчиком в элементах своих интерьеров, и тем самим определяют его несущую способность.

Необходимость сборки агрегатов интерьера вне самолета, а также выполнение требований технологичности, ремонтопригодности вынуждает конструкторов вводить стыки в модульных конструкциях буфетов, багажных полок, гардеробов.

Для соединений между собой деталей интерьера, пассажирского и бытового оборудования с помощью механического крепежа используются, как правило, переходные детали (уголки, фитинги и т.д.), которые крепятся к панелям из КМ механическим крепежом. При этом в панелях из КМ устанавливаются специальные втулки под крепеж.

Изготовление, установка втулок в детали агрегатов, последующий их монтаж влияют на технологичность и время сборки агрегатов интерьера. Например, количество втулок в конструкции буфетов самолета Ан-148-100 составляет: 626 втулок в переднем буфете и втулки в заднем буфете. Это требует проведения оптимизации, связанной с минимизацией количества втулок при сохранении требований прочности и технологичности, а также поиска наиболее рационального, в смысле обеспечения статической прочности, варианта установки втулок.

В настоящей работе рассматриваются различные варианты установки втулок в трехслойные панели из КМ. Для оценки несущей способности по вырыву втулок из панелей из КМ и смятия панели под втулкой были проведены статические испытания для различных вариантов установки втулок в трехслойных панелях из КМ толщиной и 21 мм. С этой целью были разработаны и изготовлены образцы трехслойных панелей из КМ, а для проведения испытаний – специальные приспособления.

Трехслойные панели были изготовлены по двум технологиям:

1) клеевая (обшивки из двух слоев ткани Т10-14 на связующем 5БН соединялись с полимерным сотовым заполнителем ПСП1-2,5- с помощью клея ВК-46);

2) бесклеевая (обшивки из двух слоев ткани Т10-14 на связующем ФП-520 и полимерный сотовый заполнитель ПСП1-2,5-48 по бесклеевой технологии (клеевой слой заменен прокладкой из препрега Т-15(П)ФП-520)) (рис. 1).

Сотовый заполнитель Установка втулок в образцах из КМ толщиной 11 и 21 мм выполнялась по следующим шести вариантам (рис. 2).

Для испытаний на вырыв были изготовлены образцы 60 мм по штук для каждого варианта установки втулок на каждую технологию изготовления трехслойных панелей, а для испытаний на смятие изготавливались образцы с размерами 70х300 мм, в которых устанавливались по 5 втулок. Для каждого варианта установки втулок и на каждую технологию изготовления трехслойных панелей изготовлено по одному такому образцу.

I – А) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки отверстие по центру образца на клею ВК-9 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005;

– В) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки отверстие по центру образца на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

II – А) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, через которое удалили часть сотового заполнителя, на клею ВК-9 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005;

– В) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, через которое удалили часть сотового заполнителя, на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

III – А) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ- (20х20мм), на клею ВК-9 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005;

– В) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ- (20х20мм), на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

IV – А) в предварительно вскрытое сквозное отверстие по центру образца, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ-10 (20х20мм), на клею ВК-9 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73;

– В) в предварительно вскрытое сквозное отверстие по центру образца, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ-10 (20х20мм), на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73.

V – А) в предварительно вскрытое по центру образца сквозное отверстие, через которое удалили часть сотового заполнителя, на клею ВК-9 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73;

– В) в предварительно вскрытое по центру образца сквозное отверстие по центру образца на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

VI – А) в предварительно вскрытое по центру образца сквозное отверстие по установленному вкладышу из пасты ВПЗ-10 (20х20мм) на клею ВК-9 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73.

Испытания проводились в специально разработанных приспособлениях в испытательной машине 1231У-10.

Результаты статистической обработки результатов испытаний на вырыв и смятие трехслойной панели из КМ толщиной 11 мм приведены в таблице, а характер разрушения образцов после испытаний на вырыв втулок и смятие панелей под втулкой – на рис. 3.

Как известно, при статистической обработке результатов испытаний образцов обычно используют распределение Вейбулла, но ввиду того, что для каждого уровня нагрузок при испытаниях было испытано ограниченное количество образцов (5 штук), при обработке использовано распределение Стьюдента. Выборочное среднее квадратичное отклонение S долговечности определялось по формуле:

Ширина доверительного интервала определяется так:

где t = 2,766 при количестве образцов на точку 5 штук и доверительной вероятности 0,95.

Представленные в таблице результаты испытаний для панелей толщиной 10 мм показывают, что применение бесклеевой технологии изготовления трехслойных панелей приводит, по сравнению с клеевой технологией, к повышению усилий:

вырыва втулок в:

-1,6 раза для соединений I А; - 1,44 раза для соединений I А;

-1,31 раза для соединений I В; - 2,0 раза для соединений I В;

-1,27 раза для соединений II А; - 1,91 раза для соединений II А;

-1,56 раза для соединений II В; - 1,4 раза для соединений II В;

- 1,18 раза для соединений III А; - 1,7 раза для соединений III А;

- 1.03 раза для соединений I I I В; - 1,03 раза для соединений III В;

Характер смятия трехслойной панели под Характер разрушения трехслойной Испытания на смятие под сквозной втулкой для исполнений VI проводилось только для исполнения VIА.

Аналогичные результаты получены и при испытании панелей толщиной 21 мм (см. диаграмму на рис. 4).

Повышение статической прочности на вырыв и смятие панели под втулкой обусловлено увеличением толщины обшивки за счет введения дополнительного слоя стеклоткани Т15(П), используемой для приклеивания обшивки к вкладышам из ВПЗ и сотам.

Кроме указанных выше типов крепления возможно крепление непосредственно к торцевым поверхностям трехслойных панелей из КМ, в которых втулки устанавливаются непосредственно в заливку из пасты ВПЗ-10.

Для оценки прочности крепления втулки в заливке из ВПЗ можно воспользоваться результатами эксперимента III. Кроме того, необходимо рассмотреть вопрос прочности крепления заливки из ВПЗ к обшивке трехслойной панели. Заливка, в которую устанавливаются втулки для соединения панелей из КМ, имеет, как правило, размер в плане 20*20 мм и склеивается с обшивкой трехслойной панели с помощью клея. Для оценки несущей способности такого крепления рассмотрим задачу о распределении напряжений в элементах стыка (обшивка – I, ВПЗ – II и слой клея – III), показанного на рис.5.

Обшивка состоит из трех слоев стеклоткани: два слоя Т10- (укладка 00/900) и одного слоя Т15П (укладка 00). Модуль упругости обшивки вдоль действия усилия Е = 24,9 ГПа определялся по программе «Композит» разработки ЦАГИ.

Если принять, что клеевой слой имеет упругую диаграмму деформирования, то задача определения напряженного состояния в клеевом слое сводится к линейному дифференциальному уравнению второго порядка с постоянными коэффициентами [2]:

Интегрируя это выражение, получаем аналитическое выражение для распределения касательных напряжений в клеевом слое в виде а распределение нормальных напряжений в элементах стыка в виде условий (напряжения x = 0 в элементе I при x = a и x = 0 при x = a в элементе II.

Касательные напряжения в клеевом слое и напряжения в соединяемой детали зависят от механических характеристик соединяемых элементов и величины модуля сдвига клея. На рис. показано изменение касательных напряжений в клеевом слое и продольных нормальных напряжений в элементе I для трех значений величины модуля сдвига клея G = 50 МПа (I, II), G = 500 МПа (III, IV) G = 1000 МПа (V, VI) при значении для материала II модуля упругости E = 600 МПа и для модуля сдвига клея G = 1000 МПа при значении для материала II модуля упругости E = 3730 МПа (VII, VIII).

Из рис. 6, видно, что распределение напряжений по длине стыка неравномерно. В случае 1 (эпюры 1,3,5), когда величины жесткостей соединяемых деталей равны, величины касательных напряжений достигают экстремальных значений у краев стыка.

При увеличении жесткости элемента I величина касательного напряжения в слое клея достигают экстремальных значений у левого края стыка, а при увеличении жесткости элемента II (см. эпюру 7) величина касательного напряжения в слое клея достигает экстремальных значений у правого края стыка. Эпюры распределения напряжений в обшивке по размаху стыка при одной и той же величине модуля сдвига клея также зависят от соотношения жесткостей соединяемых элементов (см. эпюры 6 и 8). Кроме того увеличение величины модуля сдвига клея приводит к увеличению градиента напряжений у краев стыка.

Была разработана конечно-элементная модель клеевого стыка (см.

рис. 7), в которой клеевой слой III соединялся с обшивкой I и заливкой II с помощью жестких стержней. Было рассмотрено три варианта модели, в которых жесткость элемента обшивки I соответствовала жесткости обшивки модели рис.4, а модуль упругости элемента II принимался равным 100 МПа, 600 МПа, 3730 МПа. Характер изменения перерезывающих сил в стержнях приведен на рис. 7 и подтверждает результаты, полученные аналитическим расчетом.

Так как реальная загрузка заливки из ВПЗ происходит через металлическую втулку, то распределение напряжений между обшивкой трехслойной панели и заливкой под установку втулки, будет несколько иным, что вызвано сложной картиной передачи нагрузки от втулки к вкладышу из ВПЗ и от вкладыша на обшивку. Для получения картины распределения нормальных напряжений в обшивке из КМ и касательных напряжений в клеевом слое использовался конечно-элементный численный программный комплекс NASTRAN. Была разработана упрощенная модель нагружения соединения, состоящая из обшивки из КМ, вкладыша 20х20х20 из ВПЗ-1 и прослойки клея между обшивкой и вкладышем из ВПЗ-1 (см. рис. 8). Результаты расчета показывают, что изменение нормальных напряжений в обшивке по длине стыка плавное (близкое к линейному), что вызвано включением в работу массива из ВПЗ.

При этом максимальные значения нормальных напряжений принимают по продольной оси клеевого стыка. Учитывая, что стык симметричен, а величина передаваемого стыком усилия равна 1000 Н, через одну плоскость стыка передается половина усилия, т.е. 500 Н.

Распределение нормальных напряжений по длине стыка плавное, это позволяет предположить, что такое включение в работу конструкции системы «втулка-ВПЗ» обеспечивает распределение касательных усилий под длине стыка близкое к равномерному = P / F = 1,25МПа p [ ]).

Поэтому несущая способность соединения определится усилием вырыва втулки из вкладыша из ВПЗ и в зависимости от технологии установки составит 700…1000 Н. При этом в соответствии с требованиями авиационных Норм и Правил (например АП 25) при выполнении расчетов на прочность к экспериментальным данным необходимо применять дополнительный коэффициент безопасности, учитывающий воздействие климатических условий, технологические факторы, стабильность характеристик исходных материалов, наличие концентраторов напряжений и т.д.

Нормальные напряжения в обшивке, действующие вдоль модели (Nastran) sigma, МПа 1. Бесклеевая технология изготовления трехслойных панелей приводит к повышению усилий вырыва втулки и смятия материала трехслойной панели под втулкой. Такие соединения рекомендуется применять в конструкциях интерьера самолета в местах, где происходит передача больших усилий. При проектировании соединений панелей из КМ, изготавливаемых по приведенной выше технологии с использованием односторонних вклеиваемых втулок, величины расчетных усилий на вырыв втулок, устанавливаемых по клеевой технологии, следует принимать не более 700 Н, а по бесклеевой технологии - 1000 Н; расчетные усилия смятия панели под втулкой для втулок, устанавливаемых по клеевой технологии, следует принимать не более 1500 Н, а по бесклеевой технологии - 2500 Н.

При проектировании соединений панелей из КМ с использованием сквозных вклеиваемых втулок величины расчетных усилий смятия панели под втулкой для втулок, устанавливаемых по клеевой технологии, следует принимать не более 1500 Н, а по бесклеевой технологии - 3000 Н.

2. Распределение касательных напряжений в клеевом слое зависит от соотношений жесткостей соединяемых деталей и модуля сдвига клея. При этом в случае сбалансированности жесткостных характеристик EI FI = EII FII соединяемых деталей максимальные напряжения сдвига наблюдаются по обеим границам клеевого стыка. В случае несбалансированных жесткостных характеристик EI FI EII FII максимальные касательные напряжения возникают по границе стыка со стороны торца более жесткого элемента соединения. Для сбалансированного соединения уменьшение модуля сдвига клея приводит к более равномерной передаче нагрузки от одного элемента стыка к другому по длине стыка.

1. Карпов Я.С. Соединения деталей и агрегатов из композиционных материалов / Я.С. Карпов. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 2006. – 358 с.

2. Кутьинов В.Ф. Расчет несущей способности клеевого соединения при совместном воздействии нагрузок и температур с учетом реальной диаграммы деформирования клеевого слоя // Тр. ЦАГИ 2629, – 1997. – С. 3 – 15.

Национальный аэрокосмический университет

СОПОСТАВЛЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАНСПОРТНЫХ

ВОЗДУШНЫХ СУДОВ РАЗЛИЧНОЙ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ

Пассажирский или грузовой (в общем случае конвертируемый) самолет в полной мере приобретает значение транспортного средства (т.е. средства материального производства) лишь тогда, когда он удовлетворяет трем основным требованиям: экономичности, регулярности и безопасности. Транспортная эффективность, обеспечивающая в определенной степени выполнение первого из этих требований, может быть охарактеризована различными критериями. Актуальность данной работы обусловлена необходимостью исследования тенденций развития современной транспортной авиации с точки зрения изменения ее эффективности в условиях обеспечения повышенной надежности, боевой и эксплуатационной живучести, производственной и эксплуатационной технологичности, базирования на малоподготовленных аэродромах, укороченного взлета и посадки и т.п.

Критерий топливной эффективности ( k. ), получивший широкое применение в 70-е годы прошлого столетия, не претерпел изменения в своем математическом выражении с тех пор, как он был впервые предложен. Этот критерий является интегральным, поскольку топливная эффективность зависит от аэродинамического совершенства самолета;

газодинамического совершенства двигателей; весового совершенства конструкции, двигателей и систем оборудования; от применения активных систем управления, большая часть которых приводит к снижению расхода топлива через снижение массы конструкции и уменьшение сопротивления. Следовательно, этот критерий достаточно объективно характеризует общую эффективность самолета. Математически топливный критерий k. транспортного самолета определяется как расход топлива на тонно-километр транспортирования коммерческой нагрузки [1]:

где m — масса топлива на старте, кг; m. — масса коммерческой нагрузки, т; L — дальность полета, км.

В качестве критерия, характеризующего транспортную эффективность самолета, проектируемого по заданным дальности и грузоподъемности, принято отношение веса пустого снаряженного самолета к тонно-километру транспортируемого груза [2]:

где m. — масса пустого снаряженного самолета, кг; m. — масса коммерческой нагрузки, т; L — дальность полета, км.

В этом случае масса пустого самолета не в меньшей степени, чем весовая отдача, характеризует транспортную эффективность самолета.

При заданных значениях коммерческой нагрузки и дальности полета наиболее экономичен самолет с минимальным значением m.. Размер и, следовательно, тоннаж самолета определяют его грузоподъемность и дальность полета, поэтому массу пустого снаряженного самолета целесообразно относить не к массе коммерческой нагрузки, а к произведению дальности полета и коммерческой нагрузки m. L.

В ходе выполнения данного исследования проведены расчеты критериев k и k. для современных турбореактивных и турбовинтовых транспортных самолетов с различной полезной нагрузкой и дальностью полета. Данные самолетов [3] для расчета критериев k и k. представлены соответственно в табл. 1 и 2. Изменение величины критерия k для турбовинтовых и турбореактивных транспортных самолетов с увеличением их грузоподъемности наглядно показано на рис. 1. На рис. 2 приведен график значений критерия k. для современных турбовинтовых и турбореактивных самолетов в зависимости от дальности полета. При вычислении величин k, k. и построении графиков kT = f ( m0 ) и k. = f ( L ) приняты следующие условия:

а) весовые данные соответствуют полету самолетов с максимальной коммерческой нагрузкой на соответствующую ей наибольшую дальность;

б) учитывается практическая дальность L (без расходования аэронавигационного запаса).

Обратим внимание, что наивысшую транспортную эффективность характеризует наименьшее значение этих критериев. Точки, расположенные выше кривых, относятся к менее экономичным самолетам соответствующей грузоподъемности.

Анализ полученных результатов позволяет сделать следующие выводы:

1. Закономерности, выраженные этими графиками, достаточно объективны: большинство точек, соответствующих как турбовинтовым, так и турбореактивным транспортным самолетам, лежат вблизи кривых с удовлетворительным разбросом.

2. Исключение составляют несколько самолетов, данные которых несколько ниже по вполне объяснимым причинам. Например, очевидно, что эффективность самолета укороченного взлета и посадки ниже, чем у обычных самолетов.

Таблица 1 — Данные самолетов, сопоставляемых по критерию k.

Ан-74ТК- Таблица 2 — Данные самолетов, сопоставляемых по критерию k 3. Заметный разброс точек получен для значений k.. Объясняется это тем, что относительная величина расхода топлива является функцией многих переменных, в частности, значения аэродинамического качества, удельного расхода топлива двигателей, весовой отдачи самолета по топливу и т.п. Влияние этих параметров является темой самостоятельного исследования.

Рисунок 1 — Изменение расхода топлива на тонно-километр перевозимого груза в зависимости от технической дальности полета Рисунок 2 — Изменение отношения веса пустого снаряженного самолета к тонно-километру в зависимости от взлетной массы 4. Расход топлива на тонно-километр у турбореактивных самолетов при эксплуатации на линиях, по протяженности соответствующих оптимальной дальности, заметно выше, чем у сопоставимых с ними турбовинтовых самолетов. Значение критерия k. турбореактивных самолетов приближается к значению турбовинтовых самолетов при большой дальности полета (начиная с 6000 км). Преимуществом самолетов с турбореактивными двигателями является бльшая скорость полета, что существенно для пассажирских самолетов, но не имеет определяющего значения для транспортных. Соответственно, самолеты, для которых предусмотрена возможность более или менее оперативного конвертирования из пассажирского варианта в транспортный или грузопассажирский, неизбежно уступают по своим характеристикам чисто транспортным самолетам, оптимизированным только для этого назначения.

5. По характеру зависимостей критерия k от взлетного веса самолетов и критерия k. от дальности полета, полученных по использованной методике, можно выявить влияние основных технических параметров самолетов на их транспортную эффективность и определить оптимальные значения этих параметров, что является наиболее важным при создании нового самолета. В перспективе развитие используемой математической модели позволит учесть влияние большего количества параметров на эффективность воздушного судна.

1. Проектирование гражданских самолетов / И.Я. Катырев, М.С. Неймарк, В.М. Шейнин и др. – М.: Машиностроение, 1991. – 667 с.

2. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолетов / В. М. Шейнин. – М.: Гос. науч.-техн. изд. «Оборонгиз», 1962.– 363 с.

3. Гражданская авиация: мультимедийный справочник [электронный ресурс] 1 электрон. опт. Диск (DVD-ROM).

4. Проектирование самолетов / С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Лисейцев и др.; под ред. С.М. Егера. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с.

3.Основы общего проектирования самолетов с газотурбинными двигателями: учеб. пособие / П.В. Балабуев, С.А. Бычков, А.Г. Гребенников и др. – Х.: Нац. Аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. – ч.2, 390 c.

6. Шейнин В. М. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов / В. Шейнин, В. Козловский. – М.: Машиностроение, 1984. – 552 с.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ СТРУКТУРЫ КОМПОЗИЦИОННОГО

МАТЕРИАЛА «В ТОЧКЕ» ПО КРИТЕРИЮ МИНИМУМА

ПОТЕНЦИАЛЬНОЙ ЭНЕРГИИ ДЕФОРМАЦИИ

Оценка прочности композиционных материалов (КМ) в «точке»

проводится на основе критериев прочности.

Всякая задача оптимального проектирования включает в себя три обязательные составляющие:

1) критерий проектирования;

2) ограничения;

3) метод решения задач оптимизации.

Критериев проектирования очень много и выбор того или иного зависит от решаемой задачи. Наиболее общим критерием проектирования является минимальная суммарная стоимость разработки, производства, эксплуатации и утилизации изделия.

Для многих объектов этому глобальному критерию можно поставить в соответствие с некоторой долей достоверности другие критерии. В авиастроении – это минимум массы. Часто в качестве цели проектирования применяют:

1) максимум жесткости при заданной массе;

2) максимум несущей способности при заданной массе;

3) критерий стабильности размеров при изменении температуры эксплуатации;

4) критерий равнопрочности;

5) критерий минимума потенциальной энергии деформации;

В данной работе исследуется критерий минимума потенциальной энергии деформации. В связи с тем, что структура КМ неизвестна, ограничения по прочности записаны для каждого слоя.

Так как в общем виде задача до сих пор не решена, то примем следующие допущения:

1) КМ всех слоев одинаковый;

2) проектируемая структура ортотропна.

Проектирование КМ «в точке» заключается в поиске углов армирования слоев пакета, при которых потенциальная энергия деформации будет минимальной, а условия прочности в виде критерия Мизеса - Хилла для каждого слоя будут выполняться.

Целью данной работы является проверка работоспособности и эффективности критерия минимума потенциальной энергии деформации, имеющего большое значение при учете явлений устойчивости.

Критерий минимума потенциальной энергии деформации может быть использован для задач оптимизации конструкции, при этом в результате решения получается конструкция максимальной жесткости при заданном объеме материала конструкции, поскольку уменьшение потенциальной энергии деформации соответствует уменьшению работы внешних сил на соответствующих перемещениях согласно выражению U = A, являющемуся записью теоремы Клайперона для упругого тела, находящегося в состоянии равновесия [1]. При неизменных внешних силах уменьшаются перемещения упругого тела, что свидетельствует об увеличении жесткости упругой системы. В данной работе не ставится вопрос о прочности конструкции, полученной на основе критерия минимума потенциальной энергии деформации. Если принять энергетическую гипотезу прочности, то равнопрочная пластина с постоянным объемом материала будет пластиной максимальной жесткости. Критерием жесткости в данном случае является величина, обратная потенциальной энергии деформации.

Введем потенциальную энергию деформации - объем элемента сплошной среды. Квадратичная форма представляет собой энергию, накопленную в единице объема упругой среды, и называется упругим потенциалом [2]. С помощью физических соотношений, связывающих напряжения и деформации, потенциал W может быть выражен только через деформации или напряжения. В результате получим Критерий проектирования имеет вид U – удельная потенциальная энергия деформации;

где физическими соотношениями [3]:

Из уравнений совместности деформации имеем где Здесь E1i, E2i - модули упругости слоя вдоль и поперек волокон соответственно;

G12i – модуль сдвига слоя в осях 1, 2;

µ12i, µ 21i - коэффициенты Пуассона;

Nx, Ny, qxy – внешние усилия;

Bij - жесткостные коэффициенты КМ, определяемые по формулам:

B11 = i (E1i cos4 i + 2E1iµ21i cos2 i sin2 i + E2i sin4 i + B12 = i ((E1i + E2i )cos2 i sin2 i + E1iµ21i (cos4 i + sin4 i ) B22 = i (E1i sin4 i + 2E1iµ21i cos2 i sin2 i + E2i cos4 i + B33 = i ((E1i + E2i 2E1iµ21i )cos2 i sin2 i + G12i cos2 2i ).

После подстановки выражений для напряжений и деформаций в целевую функцию и ряда трудоемких преобразований получим формулу для определения потенциальной энергии деформации:

+NxNy [ 2b22b12 +µ21i b12 + b11b22 + N2b12 ( b12 µ21ib11 ) + µ12ib22 ) + NxNy [ 2b11b12 +µ12i b12 + b11b22 +NxNy 2b22b12 + µ12i b12 + b11b22 +N2b12 ( b12 µ12ib11 ) + + sin cos Nx 2b22b12 + µ12i b12 + b22 + 2NxNy [b22b11 + +b12 [b12 µ12i ( b22 + b11 ) + Ny 2b11b12 + µ12i b11 + b12 + b11b22 b12 b +Ny [2b12 µ12i ( b12 + b11 ) + cos2 Nx 2b12 µ12i ( b22 + b12 ) + Запишем формулу (9) в виде где U* - приведенная потенциальная энергия деформации элемента КМ единичной толщины, минимум функции которой является критерием оптимальности структуры КМ.

С помощью критерия проектирования можно определить (n-1) неизвестных. Количество слоев остается неизвестным. Толщина пакета КМ выступает в виде множителя энергии деформации. Потенциальная энергия деформации не зависит от абсолютных значений толщины, а только от их соотношения.

Критерий прочности запишем в виде критерия проектирования Мизеса - Хилла для каждого слоя [4]:

Из критерия прочности выражается толщина пакета КМ:

min = cos4 i d1i2 + d2i2 + d4i x y + sin4 i d1i2 + d2i2 + d4i x y + Методику проектирования оптимальной структуры КМ по критерию минимума потенциальной энергии деформации можно представить в виде следующего алгоритма:

1) выбирается материал и выписываются его физикомеханические свойства;

2) определяется толщина пакета по формуле (11) и корректируется до значения, кратного толщине монослоя;

3) определяется значение приведенной потенциальной энергии деформации;

4) сравниваются минимальные значения толщины пакета и приведенной энергии деформации, назначается тип структуры КМ.

Рассмотрим структуру [±i]. Исследуемый материал – углепластик однонаправленный. Физико-механические свойства материала приведены в работе [5].

При внешних усилиях Nx = Ny = qxy = 5·105 Н/м имеем следующие значения потенциальной энергии деформации (табл. 1).

Таблица 1 – Зависимость потенциальной энергии деформации от угла армирования Таким образом, в данном случае оптимальной является структура [±45° что соответствует минимальной толщине пакета. Значит, данный критерий не противоречит критерию минимума массы конструкции.

Изменяя значения внешних усилий, можно убедиться, что критерий справедлив во всех случаях. В табл. 2 приведены данные для некоторых вариантов нагружения.

Из данных табл. 2 видно, что критерий проектирования справедлив во всех случаях нагружения. Минимум массы соответствует минимуму приведенной потенциальной энергии деформации.

Таблица 2 – Зависимость толщины пакета и приведенной удельной энергии деформации от характера нагружения для структуры [±i] 1 - толщина слоев с углом укладки 0;

где - суммарная толщина пакета КМ;

2 - толщина слоев с армированием [±i].

В табл. 3 представлены результаты расчета этой структуры при Nx = qxy = 5·105 Н/м, Ny =0.

Таблица 3 – Зависимость потенциальной энергии деформации от структуры пакета КМ [0, ±] Продолжение таблицы Рассмотрим проектирование структуры КМ «в точке» по критерию отсутствия касательных напряжений. Методика расчета по данному критерию приведена в работе [6].

Оптимизация пакета КМ со структурой [±]. При внешних усилиях Nx = Ny = 5·105 Н/м, qxy =0 получаем оптимальный угол укладки слоев пакета [±45° Таким образом, по двум сравниваемым критериям прочности оптимальной является структура [±45° (см. табл. 2), это свидетельствует о том, что критерий минимума потенциальной энергии деформации для статически определимых систем приводит к конструкции минимальной массы.

Впервые сформулирована задача проектирования структуры КМ в «точке» на основе критерия минимума потенциальной энергии деформации. На основе расчетов для некоторых типовых структур КМ получены зависимости удельной потенциальной энергии деформации от параметров нагружения и структуры КМ.

Сравнение полученных результатов на основе критерия минимума потенциальной энергии деформации с аналогичными исследованиями оптимальной структуры КМ на базе критерия отсутствия касательных напряжений показало, что оптимальные структуры идентичны.

Критерий минимума потенциальной энергии деформации является весьма эффективным для задач оптимального проектирования конструкций максимальной жесткости. При этом критерий удобен тем, что в ряде случаев могут быть удовлетворены одновременно и требования прочности и требования минимума массы. Кроме того, численная реализация данного критерия сводится к сравнительно небольшому числу итераций.

самолетов / В.И. Бирюк, Е.К. Липин, В.М.Фролов. – М.: Машиностроение, 1977. – 232 с.

2. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материалов / В.В. Васильев. – М.: Машиностроение, 1988. – 272 с.

3. Карпов Я.С. Механика композиционных материалов: учеб.

пособие / Я.С. Карпов. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2001. – 122 с.

4. Карпов Я.С. Оптимизация структуры композиционного материала панелей летательных аппаратов при ограничениях по прочности, устойчивости и прогибу / Я.С. Карпов // Проблемы прочности.

– 2004. – №6 (372). – С. 33-47.

5. Справочник по композиционным материалам: в 2 кн. Кн. 1 / под ред. Дж. Любина; пер. с англ. А.Б. Геллера, М.М. Гельмонта; под ред. Б.Э. Геллера. – М.: Машиностроение, 1988. – 448 с.

6. Карпов Я.С. Проектирование оболочек вращения из композиционных материалов: учеб. пособие по курсовому и дипломному проектированию / Я.С. Карпов, О.С. Муравицкий. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1997. – 88 с.

Рецензент: канд. техн. наук, доцент, О.В. Ивановская, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков

МЕТОДИКА АПРИОРНОЙ ОЦЕНКИ РАЦИОНАЛЬНОСТИ

ЛОНЖЕРОННОГО КРЫЛА, ПОТРЕБНОГО КОЛИЧЕСТВА

ЛОНЖЕРОНОВ И ФОРМЫ ИХ ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ

Преимущество того или иного типа конструкции крыла зависит от целого ряда факторов, главными из которых являются: уровень действующих нагрузок, строительная высота профиля, ограничения на минимальные толщины конструктивных элементов. Как правило, установление рациональности той или иной конструктивно-силовой схемы производят после выполнения трудоемких проектировочных расчетов вероятных типов крыла. Лонжеронная конструктивно-силовая схема рациональна по массе лишь в определенном диапазоне строительных высот крыла, поэтому задача определения такого диапазона, а также вероятного количества и формы поперечного сечения лонжеронов является актуальной.

В работе [1] приведен приближенный сравнительный анализ крыльев различных конструктивно-силовых схем, однако в ней отсутствуют методики, позволяющие конструктору оперативно принять решение о рациональности лонжеронного крыла и его топологии. Целью данной работы является создание такого алгоритма.

Рассмотрим влияние относительной толщины поясов лонжерона = 2 / на эффективность работы материала лонжерона таврового сечения высотой Н с толщиной и шириной поясов, равными соответственно и B.

На рис. 1 показано изменение относительной толщины поясов лонжерона в зависимости от относительного момента инерции (отношения момента инерции лонжерона к моменту инерции – момент инерции лонжерона (при малых строительных высотах крыла необходимо помимо переносного учитывать и собственный момент инерции поясов [1]). Изображенная зависимость описывается формулой для получения одинаковых приращений относительного момента инерции необходимо все более значительно наращивать площадь сечения лонжеронов.

Рисунок 1 – Зависимость относительной толщины поясов лонжерона от относительного момента инерции лонжерона Эффективность работы материала поясов лонжерона можно Чем больше производная, тем менее эффективно работает материал поясов лонжерона. В качестве границы заведомо нерационального использования материала лонжеронов можно принять Следовательно, лонжеронную схему можно реализовывать, если потребные толщины лонжеронов будут не более 20…22% от высоты профиля крыла.

В работе [1] приведен сравнительный анализ моноблочных и лонжеронных крыльев с учетом критических напряжений потери устойчивости. Результаты этого анализа показывают, что лонжеронная конструкция оптимальна по массе, если потребные толщины лонжеронов будут не более 0,1Н.

Суть предлагаемой методики заключается в следующем.

Рассматривается лонжерон швеллерного сечения высотой, равной средней высоте профиля Н, с поясами, имеющими максимально допустимую ширину В1 и толщину, равную либо 0,1Н (при оптимальной конструкции лонжеронного крыла), либо 0,2Н (при предельно допустимой конструкции лонжеронного крыла).

Максимальный изгибающий момент, который может воспринять лонжерон, определяется формулой где – критические напряжения местной потери устойчивости пояса;

W – момент сопротивления сечения лонжерона.

Очевидно, что лонжерон таврового сечения с поясами, имеющими ту же толщину и ширину, равную 2В1, сможет воспринять в два раза больший момент. Если расчетный момент в сечении крыла равен M, то предполагаемое количество лонжеронов можно определить как M/Mmax На рис. 2 и 3 показаны зависимости Mmax от строительной высоты крыла и допустимой ширины полки лонжерона швеллерного сечения B с толщиной поясов, равной 0,1Н, для двух материалов Д16 (b=450 МПа, Е=72000 МПа) и BT14 (b=1000 МПа, Е=125000 МПа).

Рисунок 2 – Максимальные изгибающие моменты, воспринимаемые лонжероном, изготовленным из материала Д16, с толщиной Анализ результатов расчетов показал, что при малых высотах лонжерона увеличение ширины его пояса приводит не к увеличению воспринимаемого им изгибающего момента, а к уменьшению. Это связано с тем, что при малых высотах малыми являются и допустимые толщины поясов. Следовательно, при увеличении ширины пояса резко падают его критические напряжения. Причем, градиент падения напряжений гораздо выше, чем градиент увеличения момента сопротивления, что и приводит к уменьшению несущей способности лонжерона.

Рисунок 3 – Максимальные изгибающие моменты, воспринимаемые лонжероном, изготовленным из материала ВТ14, с толщиной Для предельно допустимой конструкции лонжеронного крыла зависимость Mmax=f(H,B1) показана на рис. 4 и 5.

Рисунок 4 – Максимальные изгибающие моменты, воспринимаемые лонжероном, изготовленным из материала Д16, с толщиной Рисунок 5 – Максимальные изгибающие моменты, воспринимаемые лонжероном, изготовленным из материала ВТ14, с толщиной Имея графики, подобные рассмотренным выше, для всего спектра применяемых конструкционных материалов, конструктор может оперативно предсказать потребное количество и форму сечения лонжеронов, необходимых для восприятия заданного момента.

Рассмотрим пример использования разработанной методики.

Пусть в бортовом сечении крыла расчетный изгибающий момент М равен 2·108 Н·мм, средняя строительная высота крыла – 200 мм, материал поясов лонжерона – Д16.

По графику, изображенному на рис. 2, находим максимальный момент, который может воспринять лонжерон швеллерного сечения при В1 = 80 мм. Этот момент Мmax=1,13·108 Н·мм. Тогда: для швеллерного лонжерона М/Мmax 2; для таврового лонжерона М/(2Мmax) 1.

Следовательно, для данного крыла лонжеронная схема будет оптимальной при установке двух лонжеронов швеллерного сечения, либо одного лонжерона таврового сечения.

1. Голубев И.С. Проектирование конструкций летательных аппаратов /И.С. Голубев, А.В. Самарин. – М.: Машиностроение, 1991. – 512 с.

УДК 678.5.067.5.057 А.В. Чесноков, канд. техн. наук

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССА РЕЗАНИЯ УГЛЕПЛАСТИКОВЫХ

СТЕРЖНЕЙ НА ЭТАПАХ ИЗГОТОВЛЕНИЯ АРМИРУЮЩИХ КАРКАСОВ

В технологических процессах изготовления углепластиковых стержней [1] и автоматизированной сборки из них армирующих каркасов (АК) [2] обрезка стержня является важным этапом, определяющим стабильность процесса и качество торца стержня. Отрезные устройства используются на установке изготовления стержней для порезки «бесконечного» стержня на заданную длину и непосредственно при сборке каркасов на автоматической сборочной установке. Ко всем устройствам предъявляются требования по стабильности выполнения реза и снижению повреждения торца стержня, а также ряд ограничений по реализации процесса реза, зависящие от условий эксплуатации.

Вопросы резания композиционных материалов достаточно широко изучены и описаны [3], однако в них не рассматривается резание тонких волокнистых материалов с мягкой матрицей, каким является углепластиковый стержень (УС) на поливиниловом спирте. Поэтому рекомендации по резанию композиционных материалов не могут быть использованы без проведения дополнительных исследований.

стабильности реза с учетом конструктивно-технологических требований к устройствам, определение рациональных режимов резания и проектирование устройств, отвечающих указанным требованиям.

Резание УС осуществляется на этапе изготовления, порезки в размер из «бесконечного» стержня и непосредственно при сборке АК, при этом существенно отличаются условия резания. Подробно рассмотрим каждый из этапов и выделим дополнительные требования к отрезным устройствам в зависимости от места эксплуатации.

При автоматизированной сборке АК [2] подающее устройство перемещается максимально близко к АК и перемещает стержень на необходимую глубину в каркас. Затем необходимо обрезать стержень как можно ближе к каркасу, так как увеличение припуска на диаметр каркаса повышает расход материалов. Обрезка стержня должна производиться с минимальным повреждением его торца, так как распушивание торца и увеличение его диаметра приводит к увеличению усилия вталкивания и снижению стабильности процесса.

Для резки стержней из композиционных материалов применяют лезвийный и абразивный инструмент [3]. Однако для качественного реза абразивным инструментом необходима скорость резания 30 м/с, что не представляется возможным выполнить при компактном исполнении отрезного устройства. Поэтому были изготовлены экспериментальные установки для реза абразивным кругом (рис. 1, а) и резак гильотинного типа (рис. 1, б).

Рис. 1. Экспериментальные установки реза УС На экспериментальной установке обрезки стержня абразивным кругом удалось достичь скорости резания всего 5 м/с, повышение скорости невозможно из-за ограничений на диаметр круга и скорость вращения двигателя. Анализ качества реза показал повреждение структуры стержня на глубину 2...4 мм, что приводит к разпушиванию торца УС и непригодности его для сборки.

Для максимального приближения зоны реза к каркасу в резаке гильотинного типа плоскость реза необходимо выполнить под наклоном.

Геометрические параметры резания схематично показаны на рис. 2.

Рассматривалось два варианта перемещения режущего инструмента:

вниз с образованием острого угла с осью стержня в направляющей (рис.

2, а) и вверх с образованием тупого угла (рис. 2, б).

Рисунок 2 – Геометрические параметры резания Для исследования резки УС использован режущий инструмент (РИ) из быстрорежущей стали Р6М5. Варьируемым параметром РИ был угол заточки = 15; 30; 450. В качестве критерия оценки операции резки было принято отношение торца стержня, измеренное в горизонтальной плоскости, к первоначальному диаметру стержня – коэффициент деформации торца (КД), на рис. 3 показана полученная зависимость.

Влияние перечисленных параметров на стойкость РИ (ТРИ), определяемое как количество качественных резов стержня между переточкой инструмента, представлено на рис. 4.

Рисунок 3 – Зависимость деформации торца стержня от параметров резания: 1– с образованием острого угла; 2 – с образованием тупого Рисунок 4 – Зависимость стойкости РИ от параметров резания:

1 – с образованием острого угла; 2 – с образованием тупого угла Диаметр торца стержня при увеличении увеличивается незначительно, это объясняется повышением области контакта ножа со стержнем, приводящего к его смятию. Резкое повышение стойкости РИ при изменении вида резки объясняется разложением сил резания. Так, при резании с образованием острого угла результирующая сила резания направлена на отжим инструмента от плоскости реза и при затуплении РИ нож не отрезает отдельные филаменты в нижней части стержня, а скользит по ним. Это наступает тогда, когда радиус при вершине резца становится близким к диаметру филаменты или больше него. Отрезка с образованием тупого угла не имеет этих недостатков и поэтому стойкость РИ в несколько раз выше.



Pages:   || 2 | 3 |


Похожие работы:

«ОТЧЁТ О РАБОТЕ КОНТРОЛЬНО-СЧЁТНОЙ ПАЛАТЫ ГОРОДА КУРСКА ЗА 2013 ГОД (рассмотрен на заседании Курского городского Собрания (решение от 11 февраля 2014 года № 106-5-ОС)) Настоящий отчет о работе Контрольно-счетной палаты города Курска в 2013 году (далее – отчет) подготовлен и представляется Курскому городскому Собранию в соответствии со статей 19 Федерального закона Об общих принципах организации и деятельности контрольно-счетных органов субъектов Российской Федерации и муниципальных образований,...»

«МИР РОССИИ. 1999. N4 175 СОВРЕМЕННЫЙ ДЕМОГРАФИЧЕСКИЙ КРИЗИС И ПРОГНОЗЫ НАСЕЛЕНИЯ РОССИИ Е.М. Андреев Первые послевоенные прогнозы населения России были рассчитаны после переписи 1959 г. (1). Расчеты осуществлялись совместно ЦСУ СССР и Госпланом СССР. До конца 80-х годов прогнозы, прежде всего прогнозы смертности и миграции, носили нормативный характер. Как известно, именно в 60-е годы заметно ускорилось снижение рождаемости, а вскоре начался рост смертности. Несмотря на это, как правило,...»

«ИНСТИТУТ СТРАН СНГ ИНСТИТУТ ДИАСПОРЫ И ИНТЕГРАЦИИ СТРАНЫ СНГ Русские и русскоязычные в новом зарубежье ИНФОРМАЦИОННО-АНАЛИТИЧЕСКИЙ БЮЛЛЕТЕНЬ 53 № 1.06.2002 Москва ИНФОРМАЦИОННО-АНАЛИТИЧЕСКИЙ БЮЛЛЕТЕНЬ СТРАНЫ СНГ. РУССКИЕ И РУССКОЯЗЫЧНЫЕ В НОВОМ ЗАРУБЕЖЬЕ Издается Институтом стран СНГ с 1 марта 2000 г. Периодичность 2 номера в месяц Издание зарегистрировано в Министерстве Российской Федерации по делам печати, телерадиовещания и средств массовых коммуникаций Свидетельство о регистрации ПИ №...»

«Учредитель и издатель ФГУП ЦНИИ Центр НОВОСТИ РОССИЙСКОГО СУДОСТРОЕНИЯ (статистика, анализ и прогнозы в промышленности) электронное периодическое издание ЭЛ № ФС 77-34107 Выпуск № 5 (май 2012 г.) Содержание Официальная хроника 3 Оборонно-промышленный комплекс 9 Судостроение 16 Военно-Морской Флот 45 Зарубежная информация Нанотехнологии в промышленном производстве Годы, люди, события, разное Главный редактор: Петухов О.А. Выпускающий редактор: Пасечник Р.В. Верстка: Снегова Ю.В. тел/ факс. (499)...»

«Лев Николаевич ТОЛСТОЙ Полное собрание сочинений. Том 42. Круг чтения: избранные, собранные и расположенные на каждый день Львом Толстым, мысли многих писателей об истине, жизни и поведении 1904–1908 / Том 2 Государственное издательство Художественная литература, 1957 Электронное издание осуществлено в рамках краудсорсингового проекта Весь Толстой в один клик Организаторы: Государственный музей Л. Н. Толстого Музей-усадьба Ясная Поляна Компания ABBYY Подготовлено на основе электронной копии...»














 
© 2014 www.kniga.seluk.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Книги, пособия, учебники, издания, публикации»

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.