WWW.KNIGA.SELUK.RU

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

 

Pages:   || 2 |

«ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Сборник научных трудов Выпуск 2 (62) Юбилейный. Посвящен 80-летию ХАИ 2010 МИНИСТЕРСТВО ...»

-- [ Страница 1 ] --

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 2 (62)

Юбилейный. Посвящен 80-летию ХАИ

2010

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

2(62) апрель – июнь

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ

Издается с января 1984 г.

Выходит 4 раза в год Юбилейный. Посвящен 80-летию ХАИ 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 № 10 от 16.06.2010 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 Вниманию авторов………......…...............…………………………… Сало В. А., Литовченко П. И. Расчет напряженнодеформированного состояния оболочечных элементов конструкций и оценка достоверности результатов……………………… Шаройко Д.П., Качкар И.В., Мисан Л.Г., Мирошник В.С. Расчет располагаемой тяги легкомоторного самолета……………….. Гайдачук В.Е., Костенко А.И. Анализ эффективности технологии лазерной резки листовых деталей из цветных металлов в серийном авиационном производстве……………………………….. Остапчук В.В., Семишов Н.И. Влияние режимов упрочняющей термической обработки на структуру и свойства титанового Миронов К.В., Пинчук Д.А. Исследование прочности элемента тканевой обшивки крыла самолета………………………………..…. Украинец Е.А., Спиркин Е.В., Шабрат И.И. Экспериментальное определение аэродинамических характеристик модели самолета с преобразуемым крылом и фюзеляжем треугольной формы поперечного сечения…………………………………………... Тараненко М.Е., Демченко А.В., Гарибова Т.В. Возможности интерактивного контроля процесса электрогидравлической штамповки крупногабаритных деталей………………………………. Хитрых Е. Е. Задание свойств деформируемого металла при численном решении задач импульсной резки непрерывных слитков…………………………………………………………………………… Абрамов В.Т., Матусевич В.А., Павленко В.Н., Шехов А.В.

Синтез многоступенчатых планетарних механизмов с Соловьев О.В. Методика оценки максимальной дальности визуального обнаружения беспилотных летательных аппаратов…. Вамболь С.А., Петренко А.В., Вавренюк С.А. Способ обезвреживания взрывного устройства………………………………….... 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 менее 500 знаков и не должен превышать четырнадцати строк). 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.

РАСЧЕТ НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ

ОБОЛОЧЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ И ОЦЕНКА

ДОСТОВЕРНОСТИ РЕЗУЛЬТАТОВ

Постановка проблемы и анализ последних исследований. В различных отраслях современной техники упругие оболочки являются одними из наиболее ответственных элементов инженерных конструкций.

К настоящему времени в научной литературе накоплен обширный материал прочностных расчетов оболочек, а также построено большое количество разнообразных и нередко противоречащих друг другу вариантов уточненных теорий оболочек, однако многообразие этих теорий и присутствующие в них недостатки создают определенные затруднения в выборе и практическом применении конкретной модели. В научной монографии [1] дан обстоятельный анализ известных в литературе теорий оболочек, предложен теоретически обоснованный и универсальный численно-аналитический RVR-метод решения в трехмерной постановке краевых задач определения напряженно-деформированного состояния статически нагруженных упругих оболочек произвольной толщины.

Предлагаемый вариационный метод исследований. Разработанный RVR-метод [1] основан на общих уравнениях трехмерной теории упругости, теории R-функций, методе И. Н. Векуа, апостериорной двусторонней оценке точности получаемых численных результатов и смешанном вариационном принципе Рейсснера, который заключается в том, что условие стационарности функционала Рейсснера IR эквивалентно краевым условиям, уравнениям равновесия и физическим соотношениям упругости.

Здесь ui, Fi и n j – компоненты векторов перемещений u, объемных сил F и единичного вектора n внешней нормали к границе исследуемой области упругого тела; ij и d ijkl – компоненты тензоров напряжений и податливости d материала тела; ui и t i – заданные на соответствующих частях границы u и компоненты вектора u и вектора внешних распределенных нагрузок; i = xi.

При решении краевых задач теории упругости все большее внимание в расчетной инженерной практике уделяется смешанным вариационным постановкам, которые избавлены от присущих для классических функционалов Лагранжа IL и Кастильяно IC известных недостатков и строятся главным образом на основе функционала Рейсснера IR при независимой аппроксимации вектора перемещения u и тензора напряжений. Однако численная реализация таких постановок вызывала математические затруднения в оценке точности решений из-за отсутствия экстремума в точке стационарности IR. Поэтому в решении указанной проблемы представляют научный интерес обоснование применения метода Ритца для неэкстремального функционала IR и оценка достоверности приближенных решений пространственных задач статики упругих оболочек. В связи с этим в работах [1, 2] на основе теорем и вариационных неравенств теории операторов доказана теорема о достаточном признаке сходимости метода Ритца для функционала Рейсснера:

последовательности метода Ритца сходятся к точному решению краевой задачи, сформулированной на основе смешанного вариационного принципа Рейсснера, если структуры приближенных решений точно удовлетворяют всем краевым условиям.

Алгоритм оценки точности решений. К важному этапу разрешения проблемы достоверности результатов в предлагаемом RVR-методе относится апостериорная интегральная оценка точности численных решений, получаемых при отыскании точки стационарности функционала Рейсснера IR, с помощью применения алгоритма [1, 3], в основе которого лежит теория двойственности выпуклого анализа [4, 5]. Из этой теории следует, что для двойственных функционалов Лагранжа IL и Кастильяно IC их соответственно нижняя и верхняя границы совпадают и равны значению функционала Рейсснера IR в его седловой точке:

Согласно равенству (2) задача минимизации функционала IL и двойственная ей задача максимизации функционала IC эквивалентны задаче определения стационарного значения функционала IR. Этот вывод и положен в основу апостериорной оценки приближенных решений для искомых компонент вектора перемещения u и тензора напряжений. В частности, в RVR-методе для оценки сходимости решений предусмотрено вычисление значений функционалов Лагранжа IL, Кастильяно IC, Рейсснера IR и величины I :

В результате постоянного сравнения в программе величин трех функционалов процесс регулярного уточнения искомых решений происходит за счет увеличения количества аппроксимаций в структуре решений до тех пор, пока не будет выполнено равенство (2) с наперед заданной точностью. При совпадении значений функционалов величина I = и в силу доказанной единственности седловой точки полученные решения будут энергетически эквивалентны точному решению u и.

Постановка задачи. Рассмотрим пример применения алгоритма [3] оценки точности решений для цилиндра, на срединной поверхности радиусом R которой введена система координат { x1,x2,x3 }. Координатная линия x1 направлена вдоль оси, x2 – касательно к окружному сечению, а x3 – по нормали к поверхности оболочки. Пусть цилиндр длиной a и толщиной h осесимметрично нагружен внутренним давлением:

Рассмотрим свободно опертый по торцам цилиндр с соответствующими краевыми условиями:

Структуры решений, точно удовлетворяющих сформулированным краевым условиям (5), примем следующими:

где = 2 x3 h ; u1, u3, 13 и ii – искомые постоянные; Pk = Pk ( ) – полиномы Лежандра;

Множитель присутствует в (7) ввиду сохранения слагаемых порядка h R по сравнению с единицей, а числа l i,l ij ( i, j = 1, 2, 3 ) аппроксимаций компонент u и по толщине оболочки определяют ее сдвиговую модель, выбор которой соответствует заданию комбинации величин l i, l3, l ij, l i 3, l33 при i, j = 1, 2. Например, вариант (2,1,2,1,0) соответствует теории типа Тимошенко, а (4,3,4,1,2) – прикладной теории [6]. При этом в разложениях по координате первый член i или первые два члена ij ( i, j = 1, 2 ) соответствуют их интегральным характеристикам, все остальные члены – самоуравновешенная по толщине оболочки часть напряжений.

Сформулированная задача интересна тем, что в случае больших показателей изменяемости нагрузки ( a nh 1) даже при малой относительной толщине напряженно–деформированное состояние оболочки определяется по классической теории и теории типа Тимошенко с существенной погрешностью. После подстановки в вариационное уравнение Рейсснера (1) структур решений (6), (7) и вычисления соответствующих интегралов исследуемая краевая задача сводится к решению системы линейных алгебраических уравнений относительно постоянных u1, u3, 13 и ii, по значениям которых вычисляются искомые величины напряженно-деформированного состояния оболочек.

Результаты численных исследований. Представим приведенные перемещения и напряжения в следующем виде:

где минус (плюс) соответствует значению искомой величины, вычисленной при = 1 ( = 1).

Численная реализация задачи выполнена при следующих параметрах: q0 = 1 МПа ; E = 210 ГПа ; = 0.3 ; a = 120 R0 и R = 60 R (R0 – масштабный множитель). В табл. 1 (при h R = 1 10; n = 20 ) и табл. 2 (при h R = 1 5; n = 10 ) представлены результаты вычислений соотношений функционалов IL и IR ( IK практически совпадает с IR ), а также амплитудных значений приведенных перемещений и напряжений (9) в зависимости от выбранной модели l i, l3, l ij, l i 3, l33. При этом числа в знаменателях таблиц, точные результаты и результаты, полученные с использованием классической теории оболочек, взяты из работы [6].

Таблица 1 – Значения искомых величин (при h R = 1 10 ; n = 20 ) модель (2,1,2,1,0) (4,3,4,3,2) (5,5,5,5,5) (7,7,7,7,7) Таблица 2 – Значения искомых величин (при h R = 1 5 ; n = 10 ) модель (2,1,2,1,0) (4,3,4,3,2) (5,5,5,5,5) (7,7,7,7,7) Отметим, что при рассмотрении одинаковой сдвиговой модели (типа Тимошенко или прикладной теории [6]) представленные в числителях таблицы результаты (полученные RVR-методом) точнее результатов [6] в знаменателях, так как в предложенном методе отсутствуют математические упрощения исходных соотношений (в теории [6] = 1 и не сохраняются члены порядка h/2R по сравнению с единицей).

На рис. 1 (при R h = 5; n = 10 ) показано распределение по толщине оболочки (при 1) амплитудных значений приведенных перемещений и напряжений (9) в зависимости от выбранной модели оболочки l i, l3, l ij, l i 3, l33. Цифры на графиках соответствуют числам аппроксимаций l i (при l ij = l i ), треугольниками обозначены результаты, к которым асимптотически сходятся найденные приближенные решения (практически получаемые при четырех-пяти аппроксимациях искомых решений по толщине исследуемого цилиндра).

С увеличением относительной толщины h R оболочки качественно меняется вид распределения по толщине цилиндра перемещений и напряжений, закон изменения которых приобретает явно нелинейный характер. Как видно из таблиц и графиков, представленные результаты, полученные с помощью уточненной типа Тимошенко теории оболочек (штрихпунктирные линии на рисунках), имеют при h R 1 10 большую погрешность, тогда как прикладная теория [6] применима для оболочек средней толщины и позволяет получать приемлемые результаты (штриховые линии на рисунках) при h R 1 5.

Рисунок 1 – Графики перемещений и напряжений по толщине цилиндра для различных моделей оболочки (при R h = 3; n = 10) В то же время теория [6] не дает одинакового приближения для всех характеристик напряженно-деформированного состояния оболочки.

В частности, изначально принятое в этой прикладной теории изменение вдоль толщины поперечного касательного напряжения 13 по закону квадратичной параболы приводит в результате к существенным погрешностям для сравнительно толстых оболочек (при h R 1 5 ) и качественно не отражает (рис. 1) смещение пика 13 к нагруженной поверхности цилиндрической оболочки.

Представленные результаты, а также немалый опыт использования RVR-метода [1] при решении многочисленных прикладных задач показывает, что в случае программной реализации апостериорной интегральной оценки численных результатов процесс сходимости решения имеет устойчивый характер, а осуществляемая на компьютере постоянная оценка решения позволяет автоматизировать поиск такого числа аппроксимаций, при котором результаты имеют достоверный характер.

Таким образом, предложенный метод двусторонней оценки точности приближенных решений в сочетании с использованием математической теории R-функций при построении структур решений может стать эффективным средством для расчета оболочечных элементов технических конструкций произвольной толщины.

1. Краевые задачи статики оболочек с отверстиями / Сало В.А. – Х.: НТУ «ХПИ», 2003. – 216 с.

2. Доказательство достаточного признака сходимости метода Ритца для смешанного вариационного принципа Рейсснера / Сало В. А. // Вест.

Харьк. политехн. ун-та. – 2000. – Вып. 95. – С. 70–75.

3. О двусторонней оценке точности приближенных решений задач теории оболочек, полученных методом Ритца для неэкстремального функционала Рейсснера / Сало В. А. // Доп. НАНУ. – 2003. – №1. – С. 53–57.

4. Выпуклый анализ и вариационные проблемы / И. Экланд, Р. Темам. – М., 1979. – 309 с.

5. Выпуклый анализ: Пер. с англ. / Рокафеллар Р. М., 1973. – 459 с.

6. Прикладная теория анизотропных пластин и оболочек / В.А. Родионова, Б.Ф.Титаев, К.Ф. Черных – СПб.: Изд-во С.-П. ун-т, 1996. – 278 с.

УДК 629.735.33.015.

РАСЧЕТ РАСПОЛАГАЕМОЙ ТЯГИ ЛЕГКОМОТОРНОГО САМОЛЕТА

При выполнении аэродинамического расчёта легкомоторного самолёта необходимо знать зависимость располагаемой мощности или располагаемой тяги винтомоторной силовой установки (СУ) от скорости и высоты полёта. Рассмотрим случай применения на самолёте невысотного поршневого двигателя (ПД), работающего на винт фиксированного шага (ВФШ). Возможна ситуация, когда по каким-либо причинам отсутствует серийная диаграмма данного винта. В этом случае приближённый расчёт искомой зависимости можно выполнить на основе статистических данных.

В соответствии с назначением и возможностями самолёта выбираем расчётную высоту полёта. Принимаем, что на любой высоте полёта максимальная эффективная мощность двигателя NeH может быть достигнута при одном и том же числе nmax оборотов в минуту. Мощность двигателя NeH на расчётной высоте полёта определяется по его высотной характеристике. Если такой характеристики нет, мощность NeH можно рассчитать с помощью формулы Дмитриевского [1] где Ne0 - максимальная мощность двигателя у земли при Н = 0;

рн - давление на расчётной высоте, Па; Тн - абсолютная температура на расчётной высоте, К;

Влиянием скоростного напора на мощность двигателя в случае легкомоторного самолета пренебрегаем.

Принимаем, что на расчётной высоте при некоторой расчётной скорости полёта ВФШ точно соответствует характеристикам ПД, т.е.

обеспечивает работу двигателя в режиме максимальной мощности NeH с максимально допустимым числом nmax об/мин, имея при этом максимально возможное значение max коэффициента полезного действия (КПД). Значение max грамотно спроектированного воздушного винта при благоприятных условиях может превышать 85%, однако реально для лёгкого самолёта max 65 ± 10%. Нижний предел типичен для мотодельтапланов с толкающим винтом. Одной из многих причин такого заметного снижения максимального КПД винта является неблагоприятная аэродинамическая интерференция между винтом и самолётом. Максимальный КПД воздушного винта достигается только при расчётных условиях полёта. Если направления векторов силы тяги винта P и скорости полёта V совпадают, то КПД винта определяется равенством При работе винта на месте, т.е. при нулевой скорости полета, КПД любого винта равен нулю, так как его тяговая мощность P V равна нулю. Кроме скорости на КПД винта влияют угол установки (шаг) лопастей и частота вращения (число оборотов). Относительный шаг винта h и угол установки лопастей на относительном радиусе r = контрольного сечения связаны соотношением Скорость полёта и частота вращения винта определяют его относительную поступь где nс – число оборотов винта в секунду; D – диаметр винта.

Если принять, что при любой скорости полёта число оборотов nс const, то относительная поступь и скорость полёта V будут отличаться только масштабом.

На рис. 1 показана типичная зависимость КПД ВФШ от относительной поступи (скорости полета) при различных значениях относительного шага (углах установки лопастей) в контрольных сечениях.

Рисунок 1 – Зависимость КПД винта от относительной поступи Максимальный КПД ВФШ с увеличением шага растёт и достигает своего наибольшего значения при относительном шаге h = 1,5 – 2; при дальнейшем увеличении шага max начинает уменьшаться. Если ввести в расчёт относительную скорость полёта то при h = const значение max будет достигнуто при V = 1. График зависимости ( V ) при h = const можно разделить на два участка. На первом, при 0 V 1, КПД винта растёт с увеличением скорости полёта от нуля до max, на втором, при достижении V 1,2 1,3, КПД ВФШ падает до нуля.

Если скорость полёта меньше расчётной, увеличиваются уголы атаки в сечениях лопастей ВФШ и их сопротивления вращению, винт становится более «тяжёлым». Для вращения «тяжёлого» винта с прежним числом оборотов нужна большая мощность, однако она ограничена значением NeH, по этой причине число оборотов уменьшается на величину где n – возможное число оборотов при работе с более «тяжёлым»

винтом, n 0.

Угол установки лопастей ВФШ регулируют так, чтобы допустимое максимальное число оборотов достигалось на расчётной скорости полёта одновременно с выходом на режим максимального КПД винта. В результате при работе мотора на месте с полностью открытой дроссельной заслонкой число оборотов мотора получается на 4 8% меньше максимально допустимого. Уменьшение числа оборотов винта сопровождается крутым падением потребной для его вращения мощности, которая пропорциональна кубу числа оборотов. На расчётном режиме где расч – коэффициент мощности винта в расчётном режиме;

– плотность воздуха на расчётной высоте полёта; nc max - число оборотов в секунду винта при Nвинт потр = NeH.

В свою очередь, падение мощности двигателя зависит от формы графика внешней характеристики двигателя в окрестности NeH. Если этот график имеет экстремум в точке NeH, касательная к графику в этой точке проходит горизонтально и снижение числа оборотов приводит к сравнительно небольшой потери мощности двигателя. Но обычно максимальная мощность мотора ограничена тепловым режимом или прочностью двигателя и обеспечивается упорами в системе управления или работой автоматики. В этом случае график внешней характеристики будет близок к прямой где В случае уменьшения скорости полёта по сравнению с расчётной имеем равенство мощности двигателя и мощности, потребной для вращения винта:

мощности винта.

NeH = расч nc max D5 получим Для ВФШ график зависимости КПД от относительной скорости на участке 0 V 1 можно аппроксимировать квадратной параболой Располагаемая мощность винтомоторной СУ или после подстановки выражения (11) получим С достаточной для практических целей точностью падение оборотов ВФШ вследствие утяжеления винта при уменьшении скорости полёта можно представить в виде n0 – относительное падение оборотов при V =0, обычно где n0 =0,04 – 0,06.

При проектировании самолёта нужно задать расчётный режим полёта по скорости. Для этого следует определить максимально возможную скорость полёта с данным двигателем на расчётной высоте. На основании статистических данных задаёмся значением max винта и в точке пересечения линии графика зависимости мощности, потребной для горизонтального полёта самолёта Nnomp=f(V) с возможную скорость горизонтального полёта самолёта на расчётной высоте. Спроектированный по условию достижения этой скорости ВФШ называется скоростным.

Можно задаться расчётным значением скорости меньше полученной таким способом максимальной скорости. В этом случае СУ будет развивать большую мощность при меньшей скорости полёта, вследствие чего максимальная скорость полёта станет меньше своего возможного значения. Однако внутри нового, более узкого, диапазона скоростей полёта появится прирост располагаемой мощности. Этот прирост мощности при фиксированной скорости полёта пойдёт на увеличение угла наклона траектории и скороподъёмности самолёта.

Воздушный винт, спроектированный для достижения максимально возможной вертикальной скорости, называется скороподъёмным.

Нередко отдают предпочтение компромиссному ВФШ, характеристики которого лежат между характеристиками скоростного и скороподъёмного ВФШ.

После назначения Vpacч по формуле (13) с учётом (1) и (14) можно выполнить расчёт зависимости располагаемой силы тяги от скорости полёта на высотах от земли до потолка в диапазоне скоростей от минимальной до расчётной.

В случае полёта со скоростью, превышающей расчётную, происходит уменьшение располагаемой мощности как по причине падения КПД ВФШ, так и вследствие необходимости дросселирования двигателя из-за облегчения винта. Располагаемую мощность СУ на этом режиме полёта можно аппроксимировать параболой где 1+d1,2–1,3 - значение V 1, при котором КПД винта падает до нуля, d0,2 – 0,3.

На участке падения КПД с увеличением скорости располагаемая сила тяги Данный алгоритм удобен для создания простой расчётной программы.

1. Справочник Авиаконструктора.– М: ЦАГИ, 1937 – Т. I:

Аэродинамика самолёта. – 512 с.

2. Сборник работ по теории воздушных винтов. – М: ЦАГИ, 1958 – 454 с.

Рецензент: канд. техн. наук, проф. В.В. Кириченко Национальный аэрокосмический университет УДК 621.375.826: 629.7.

АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТЕХНОЛОГИИ ЛАЗЕРНОЙ РЕЗКИ

ЛИСТОВЫХ ДЕТАЛЕЙ ИЗ ЦВЕТНЫХ МЕТАЛЛОВ

В СЕРИЙНОМ АВИАЦИОННОМ ПРОИЗВОДСТВЕ

Авиастроение относится к одной из важнейших для экономики страны сложных и динамичных отраслей промышленности. Развитие авиастроения тесно связано с многочисленными областями науки, техники и технологии. В этой отрасли наиболее быстро находят применение последние достижения науки и техники. Уровень развития авиационной техники является показателем научного и промышленного потенциала страны [1].

В настоящее время глобального мирового экономического кризиса возрождение в Украине мощной авиастроительной промышленности, существовавшей до развала СССР, явилось бы одной из радикальных возможностей вывода государства на уровень десятка стран мира с замкнутым циклом авиационного производства.) Эта возможность сопряжена с решением многочисленных сложных проблем, выходящих за рамки технических. Однако можно с определенностью констатировать, что немаловажное место в этих проблемах занимают задачи переоснащения производственных мощностей в соответствии с современным мировым уровнем, обеспечивающим радикальное снижение трудоемкости продукции и сроков ее производства.

В решении этих задач существенное место по трудоемкости занимают технологии заготовительно-штамповочного производства (рис. 1) [3]. В заготовительно-штамповочном производстве (ЗШП) важное место принадлежит процессам и операциям раскроя и обрезки листовых заготовок (рис. 2) [3]. Трудоемкость изготовления обшивок составляет около 15…20% от всей трудоемкости заготовительно-штамповочных работ, хотя непосредственно раскройные работы не превышают в среднем 12% от общей трудоемкости заготовительно-штамповочных работ [4, 5].

Однако с учетом того, что трудоемкость изготовления планера нового современного регионального самолета транспортной категории соАвиационная промышленность в бывшем СССР была одной из наиболее динамично развивающихся отраслей, которая включала в себя практически замкнутый цикл разработки и производства самых совершенных авиационных изделий. Авиационная промышленность отличается чрезвычайно высокой наукоемкостью. Множество работ научноисследовательского сектора авиационной промышленности были направлены на поиски путей совершенствования авиационной техники за счет разработки новых технологических и материаловедческих решений.

Доля Украины в момент развала СССР составляла около 25% от всего объема производственных мощностей авиационной промышленности Союза [2].

ставляет в серийном производстве в период его освоения порядка 500000 нормо-часов и более, трудоемкость раскройных работ для него составит Здесь Т план – трудоемкость изготовления планера самолета;

Т ЗШП – относительная трудоемкость ЗШП (к Т план ); Т раскр – относительная трудоемкость раскройных операций (к Т ЗШП ).

Рисунок 1 – Распределение трудоемкости изготовления самолета тяжелого класса по видам производства (в процентах):

1 – ЗШП; 2 – литье; 3 – горячая штамповка; 4 – механообработка и механосборка; 5 – слесарно-сварочное; 6 – производство деталей из КМ; 7 – термообработка; 8 – гальваническая обработка;

Рисунок 2 – Распределение деталей по исходных профильной (1), листовой (2) и трубчатой (3) заготовках в зависимости Снижение этой трудоемкости даст ощутимый эффект, даже если потенциально реализуемый новый процесс раскроя листовых заготовок не будет содержать других важных составляющих, в особенности связанных с увеличением ресурса изготавливаемых листовых деталей.

Если расчетный срок службы планера без замены его частей составляет 30000…40000 летных часов, то, очевидно, важной задачей является обеспечение соответствующего ресурса конкретных деталей конструкции планера. Это прежде всего обеспечивается выбором конструктивных параметров деталей, позволяющих снизить уровень локальных напряжений материала заготовок [4, 5].

Процессы формообразования деталей также существенно влияют на выносливость в результате возникновения локальных остаточных напряжений [6].

В заготовительно-штамповочных цехах самолетостроительного предприятия изготавливается до 60% основных деталей каркаса планера, оформления наружного контура и внутреннего набора самолета, таких, как панели, обшивки, рамы, шпангоуты, стрингеры, обтекатели, двери, люки, перегородки [5, 6].

При этом количество деталей только из листов, профилей и труб, необходимых для современного широкофюзеляжного пассажирского самолета, составляет более 120 тыс. штук на одно изделие.

Особенностью обработки большинства указанных деталей является значительное количество операций по подгонке и доводке деталей как при формообразовании, так и при сборке узлов и элементов конструкции [3, 6].

В связи с этим основными задачами развития и совершенствования ЗШП является сокращение объема ручных доводочных работ и комплексная автоматизация технологических процессов. Для решения этих задач, начиная с 60 - 70-х гг., разрабатывались и непрерывно совершенствовались процессы обрезки, раскроя листа и других операций [3, 6].

Внедрение раскроя листовых заготовок на разработанных в НИАТе раскройных фрезерных портальных станках с ЧПУ позволило разрезать заготовки размерами 11000x2000 мм и 6000x2000 мм соответственно и дало возможность существенно повысить технический уровень криволинейного раскроя листов из алюминиевых сплавов. По сравнению с резкой на копировально-фрезерных станках КСФ-1 и КСФ-1М новая технология позволила увеличить коэффициент использования материала и снизить трудоемкость процесса раскроя [3].

Одним из направлений, существенно расширяющих технологические возможности процессов обработки высокопрочных материалов, является использование концентрированных потоков энергии и, в частности, энергии электронных и лазерных лучей [7, 8]. Благодаря созданию надежного и достаточно экономичного лазерного оборудования уже в 70 – 80-х гг. возникла новая промышленная технология - лазерная технология обработки материалов.) ЛАЗЕР) (оптический квантовый генератор) – устройство, генерирующее когерентные и монохроматические электромагнитные волны видимого диапазона за счет вынужденного испускания или рассеяния света атомами (ионами, молекулами) активной среды.

Всемерное развитие лазерной техники и технологии является сейчас одним из приоритетных направлений ускорения научно-технического процесса, важным фактором интенсификации различных областей промышленности. До настоящего времени выполнен большой объем исследований по применению лазеров в обработке материалов, сформированы основные научные направления, получен большой материал по работе лазерной техники в промышленности [8, 9].

Лазерный луч как источник нагрева при термической обработке материалов имеет как общие особенности, свойственные всем другим высококонцентрированным источникам, так и свои специфические преимущества, среди которых можно выделить две большие группы [9, 10].

1. Высокая концентрация подводимой энергии и локальность. Это позволяет произвести обработку только локального участка материала без нагрева остального объема и нарушения его структуры и свойств, что приводит к минимальному короблению деталей. В результате достигаются экономические и технологические преимущества. Кроме того, высокая концентрация подводимой энергии позволяет провести нагрев и охлаждение обрабатываемого объема материала с большими скоростями при очень малом времени воздействия. В результате открывается возможность получения уникальной структуры и свойств обработанной поверхности.

2. Высокая технологичность лазерного луча, что подразумевает возможность регулирования параметров обработки в очень широком интервале режимов, легкость автоматизации процесса, возможность обработки на воздухе, исключение механического воздействия на обрабатываемый материал, отсутствие вредных отходов, возможность транспортировки излучения и др.

В результате удается реализовать такой широкий круг технологических процессов и методов обработки материалов (сварка, наплавка, маркировка, закалка, резка и др.), который недоступен другим видам инПервый работающий лазер был изготовлен Теодором Майманом в 1960 году в исследовательской лаборатории компании Хьюза (Hughes Aircraft) [7]. Однако историю создания лазера следует начинать с 1917 г., когда Альберт Эйнштейн впервые ввел представление о вынужденном испускании [8 - 10]. Это был первый шаг на пути к лазеру. Следующий шаг сделал советский физик В.А. Фабрикант, указавший в 1939 г. на возможность использования вынужденного испускания для усиления электромагнитного излучения при его прохождении через вещество.

Слово «лазер» - аббревиатура слов английской фразы «Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation» - усиление света вынужденным излучением.

струмента. В режиме лазерной резки реализуется фасонная контурная обработка деталей, изготавливаемых из листовых конструкционных металлических и неметаллических материалов.

Выполнение такой обработки механическими методами характеризуется низкой производительностью, большим объемом ручного труда, необходимостью использования сложной оснастки, последующей правки деталей, зачистки заусенцев, потерями материала, связанными с большой шириной реза (например, при фрезеровании концевыми фрезами) и использованием технологических подложек, накладок и пр.

Лазерная резка лишена этих недостатков [13]. Кроме того, при ее выполнении отсутствуют факторы, искажающие конструктивные параметры, так как обработка ведется при малых погонных энергиях и ничтожных силовых воздействиях, с минимальными тепловыми деформациями. Высокая производительность процесса лазерной обработки гарантируется достаточно большой скоростью резки, в 3 - 5 раз превосходящей скорости фрезерования.

К достоинствам метода относится также возможность автоматизации и оптимизации процессов раскроя и резки листовых материалов – наиболее массовых процессов авиационного производства, повышения коэффициента использования материала, сокращения цикла подготовки производства изделий.

Существующее отечественное лазерное оборудование, используемое для резки, представляет собой СО2-лазерные установки, выпускаемые промышленностью и поставляемые, как правило, только в виде излучателей с соответствующими блоками жизнеобеспечения, питания, управления (табл. 1) [3].

Исключением являются лазерные технологические установки, выпускаемые приборостроительным научно-производственным объединением «Ротор» на базе СО2-лазера «Лантан-3» мощностью 2 кВт, оснащенные системой позиционирования и координатными столами с ЧПУ.

Объединение освоило выпуск еще в 1989 г. установки модели: ЛТ2с ходом координатного стола 400x500 мм и в 1990 г. - ЛТ2-1,6/2, с ходом стола 1600x2500 мм. Это позволило обеспечить обработку достаточно большой номенклатуры деталей авиастроения. В табл. 2 представлена техническая характеристика лазерной резки материалов.

Одной из ведущих компаний на рынке лазерной техники и технологии является фирма ЗАО «Лазерные комплексы» (г. Шатура, Россия), которая создана в 1990 г. на базе Научно-исследовательского центра технологических лазеров АН СССР [17, 18]. Фирма «Лазерные комплексы»

осуществляет разработку и создание современного лазерного оборудования для резки, сварки и термообработки. Достижения фирмы демонстрировались на различных выставках, в том числе на международной специализированной выставке «Фотоника-2006».

Таблица 1 – Техническая характеристика лазерных установок, используемых для резки конструкционных материалов (разработчик) установки размеры, м зерного излуче- мощность, кВт (ПО «Полюс») прокачкой (ОКБ «Исток») прокачкой АН России) (ФИАЭ) перечной прокачкой Таблица 2 – Техническая характеристика лазерной резки Потребляемая Толщина Скорость Ширина Ширина Шерохомощность ла- листа резания, реза t, зоны тер- ватость сплав Конструкционная углеродистая сталь сталь 1Х18Н10Т Титановый сплав Нержавеющая сталь (сплав):

ВНС- СН- ЖС- ЭИ- Для лазерной резки различных материалов компания предлагает технологические комплексы (лазерные станки) на базе современных СО2-лазеров мощностью 1,5, 2,0, 3,0 и 5,0 кВт. Комплексы оснащены высокоточными двухкоординатными (раскройными) столами с компьютерным управлением и размерами рабочей зоны от 1,20,8 м до 6,02,0 м.

Компания представила новые высокопроизводительные лазерные раскройные станки серии ЛК-ПРОМ с системой управления на базе ЧПУ фирмы B&R (Австрия). Это универсальное оборудование для раскроя различных материалов применяется, в частности, для прецизионной резки листового проката по сложному контуру. Фирма производит лазерные станки этой серии – ЛК-2015, ЛК-2515 и ЛК-3015 (ПРО); их технические характеристики приведены в табл. 3. В данном оборудовании могут быть использованы лазеры различного типа.

Таблица 3 – Технические характеристики лазерных установок Рабочая скорость резки (м/мин) 0,06…20 0,06… Точность контурной обработки (мм/м) (±) 0,1 (±) 0, Максимальная масса обрабатываемого материала (кг) В зависимости от вида обрабатываемого материала различается и толщина резки. В табл. 4 приведена максимальная толщина разрезаемого материала (мм) в зависимости от его вида и типа применяемого лазера.

Известная компания ЗАО «ТехноЛазер» также производит лазерные станки для резки листовых материалов на основе технологических СО2-лазеров мощностью от 700 до 7500 Вт.

Фирма «ТехноЛазер» представляет лазерные станки различных моделей: LMC-1200-XX, LMC-2500-XX, LMC-3000-XX, LMC-6000-XX с координатными столами; размеры рабочей зоны (в поперечном и продольном направлениях X, Y) составляют: 1200x840 мм, 2000x1500, 3000x1500 и 6000x1500 мм. Позиционирование в вертикальном (Z) направлении - 100 мм для всех моделей. Скорость резки в направлениях X и Y достигает 10 м/мин, точность обработки - 0,1 мм.

Лазерные станки оснащены мощными технологическими лазерами.

Это быстропроточный, электроразрядный СО2-лазер непрерывного и импульсно-периодического действия с поперечной прокачкой рабочей смеси в газовом контуре. Фирма производит следующие типы лазеров:

ТЛ-1,5, ТЛ-3,0, ТЛ-4,0, ТЛ-5,0, «Тандем» и ТЛ-7,5, мощность которых соответственно равна: 1.5, 2.5, 4.0, 5.0, 6.0 и 7.5 кВт.

Таблица 4 – Толщина резки материала в зависимости от типа лазеров Низкоуглеродистая сталь Легированная сталь Кроме того, на отечественном рынке представлена машина лазерХарьков-Л» (ЗАО «Институт УКРОРГСТАНКИНПРОМ», Украина). В машине использован промышленный СО2-лазер Fanuc C4000E или Rofin Sinar мощностью 4 кВт, с помощью которого производится резка листов из конструкционной стали толщиной до 20 мм, нержавеющей стали - 12 мм, алюминия - до 8 мм.

Размеры разрезаемого листа составляют 1500x3 000 мм.

Широко известно лазерное оборудование итальянской компании PRIMA INDUSTRIE S.p.A., которая является одной из ведущих и стабильных компаний в мире в области пятикоординатной лазерной обработки конструкций.

Во всех своих технологических лазерных обрабатывающих комплексах PRIMA INDUSTRIE использует газовые СО2-лазеры компаний PRC, Rofin Sinar и твердотельные лазеры дочерних компаний Prima Convergent и Prima Laserdyne (Lumonies).

При этом лазерные комплексы имеют в основном монолитную конструкцию, в которую встроены все узлы, приводы, система управления, резонатор. На рынке представлена новая версия HIGH SPEED лазерного станка PLATINO: скорость перемещения - 140 м/мин, станок многоцелевого применения, в том числе для раскроя листовой стали; предлагаемый фирмой режим резки Fly («летающая оптика» - во время обработки заготовка остается на месте) автоматически обеспечивает качественную кромку реза при острых углах обрабатываемой детали: программным обеспечением предусмотрена оптимизация режима резки в зависимости от толщины и типа обрабатываемого материала.

На рынке представлены две модели станка PLATINO - 1530 и 2040, с рабочими зонами соответственно 3000x1500 мм и 4000x2000 мм. На базе станка PLATINO компанией создана лазерная установка MAXIMO под девизом «Лазерная резка без границ». На данной установке возможна обработка листовых заготовок размером до 48 м. Предлагаются установки в исполнении с тремя или пятью осями. Кроме того, PRIMA INDUSTRIE производит комбинированную лазерную установку DOMINO («лазерная фантазия»), которая может быть использована как для обработки плоского листа, так и объемных деталей.

Популярная отечественная фирма НПЦ «Лазеры и аппаратура ТМ»

в течение многих лет успешно осуществляет разработки и серийное производство широкой номенклатуры нового поколения лазерного технологического оборудования серий МЛ для резки и раскроя (МЛЗ и МЛ4).

Лазерная машина МЛЗ (базовая модель) предназначена для резки и сложноконтурного раскроя листовых материалов толщиной до 3 – 4 мм для алюминия с высокой точностью и качеством обработки по контуру.

Фирма «Вебер КоМеханикс» предлагает машины лазерного раскроя листа серии AXEL, Impuls 6020, комплекс модели ORION компании LVD STRIPPIT и др.

Таким образом, на отечественном рынке широко представлено лазерное оборудование для резки различных металлов и сплавов, способствующее развитию и совершенствованию технологии этого процесса [18].

На рис. 3 приведены зависимости шероховатости поверхности реза листов толщиной 1,2 мм из алюминиевого сплава 1163 от скорости резки при применении кислорода (а) или азота (б) давлением 1,1 МПа, а также от давления кислорода при Vp =1,87 м/мин и мощности излучения W =800 Вт (в) [3].

На рис. 4 показаны зависимости ширины реза, листов этого же сплава толщиной 1,2 мм от скорости резки при применении кислорода (а) и азота (б) давлением 1,1 МПа, а также от мощности лазерного излучения (в) при V = 1,87 м/мин и использовании азота давлением 1,1 МПа.

Рисунок 3 – Зависимость шероховатости поверхности реза деталей из алюминиевого сплава 1163 толщиной 1,2 мм от технологических параметров лазерной резки 0, 0, Рисунок 4 – Зависимость ширины реза деталей из алюминиевого сплава 1163 толщиной 1,2 мм от технологических параметров лазерной резки Анализ указанных источников [7 - 12] и многочисленных других, изданных в последние 15 лет [13 - 20], свидетельствуют о том, что лазерная резка – это современный способ раскроя различных материалов.

Она открывает неограниченные возможности для изготовления изделий сложных форм, не требует высоких денежных затрат: независимо от количества деталей цена на них будет практически одинаковая.

По сравнению с традиционными методами лазерная резка обладает рядом неоспоримых преимуществ:

- при лазерной резке отсутствует механическое воздействие на обрабатываемый материал;

- сфокусированное лазерное излучение регулируемой мощности - идеальный инструмент, обеспечивающий качественную гладкую поверхность кромки реза любого материала независимо от его теплофизических свойств;

- точность позиционирования лазерной головки составляет 0,08 мм, за счет чего достигается высокая точность взаимного расположения элементов заготовки;

- применение лазерной резки возможно на легкодеформируемых и нежестких деталях;

- лазерный луч имеет диаметр около 0,25 мм, что позволяет создать отверстие диаметром от 0,50 мм;

- за счет большой мощности лазерного излучения обеспечивается высокая производительность процесса лазерной резки;

- возможность получить качественный рез, не требующий дополнительной обработки;

- возможность изготовить изделия любой сложности, в любом количестве и практически из любого материала.

В основном для обработки материалов используются два класса лазеров: так называемые твердотельные и газовые. Наиболее распространенные твердотельные лазеры на неодимовом стекле и иттрийалюминиевом гранате с длиной волны около 1 микрона, что немного длиннее видимого красного излучения, и газовые лазеры на углекислом газе с длиной волны около 10 микрон (дальняя инфракрасная область, невидимая глазом).

Отмечается возможность резки листов из алюминиевых сплавов (Д16, АМг) толщиной до 5 мм. Тонкие алюминиевые сплавы режутся в импульсном, а толстые – в микроплазменном режимах. Торцевая поверхность реза пористая, шероховатая, на нижней кромке имеется легкоудалимый облой. Чем толще материал, тем хуже качество боковой поверхности.

В обширной литературе по лазерной резке металлов [13 – 20 и др.] наиболее полно описаны механизмы и закономерности процесса для различных сталей. Влияние энергетических параметров, оптимизация режимов резки, а также вопросы ее качества для титана и в особенности для алюминиевых сплавов освещены в значительно меньшей степени.

Так, в [13] приведены зависимости влияния скорости резки Vp м/мин на ширину реза b для сталей, титановых и алюминиевых сплавов (рис. 5), верхнего предела соотношения плотности мощности E f и скорости реза (рис. 6), а также глубины реза h от скорости качественного реза титанового листа при различных условиях фокусировки (диаметра пятна фокусировки d f ) (рис. 7).

Наряду с плотностью мощности важным технологическим фактором, во многом определяющим размерные параметры обработки, является скорость резки. Однако варьирование скорости обработки имеет ограничения.

Рисунок 5 – Влияние скорости резки на ширину реза 1 – углеродистая сталь; 2 – нержавеющая сталь;

3 – титановый сплав; 4 – алюминиевый сплав Рисунок 6 – Зависимость верхнего предела соотношения плотности мощности и скорости резки, обеспечивающего качественную резку различных материалов (P =0,9кВт; d f =0,2 мм):

1, 3 и 4 – соответственно углеродистые, нержавеющие стали и титановые сплавы в среде кислорода; 2 – титановые сплавы Рисунок 7 – Зависимость глубины реза в титане от скорости резки при При резке нержавеющих сталей на низких скоростях глубина качественно выполненного реза hk первоначально возрастает при снижении плотности мощности до E f =3105…5105 Вт/см2, а затем понижается при дальнейшем уменьшении E f.

Для высоких скоростей резки, когда разрезаются детали толщиной 1...2 мм, характерно возрастание параметра hk при повышении плотности мощности за счет увеличения мощности излучения, и, следовательно, ограничений на мощность лазерного оборудования не имеется [13].

Для титановых сплавов характерны те же закономерности, однако при снижении плотности мощности за счет изменения условий фокусировки наблюдается более резкое снижение глубины прорезания металла. Максимальная глубина качественно выполненного реза в этом случае соответствует скоростям резки, лежащим в пределах 1,5…2 м/мин.

При указанных оптимальных скоростях обработки ограничений по мощности лазерных установок для резки титановых сплавов не имеется.

В результате одинаковую глубину качественного реза для титана можно получить как при высокой плотности мощности и более высокой скорости резки, так и при низких значениях E f и Vp. Очевидно, что первый режим технологически более предпочтителен.

Повышение микротвердости в зоне термического влияния (ЗТВ) при обработке титановых сплавов во многом зависит от режимов резки.

Для высоких скоростей характерно незначительное повышение параметра H µ в ЗТВ при малой глубине самой зоны нагрева, тогда как при низких скоростях резки возрастает как глубина этой зоны, так и микротвердость в ней (рис. 8).

Рисунок 8 – Изменение микротвердости в зоне нагрева титанового Рассматриваемый титановый сплав в исходном состоянии имеет полиэдрическую структуру -твердого раствора и относится к сплавам. В ЗТВ в результате быстрого охлаждения образуется игольчатая мартенситная структура.

Наблюдаемые изменения структуры металла в ЗТВ не оказывают влияния на механические свойства вырезанных лазерным лучом деталей. Это подтвердили сравнительные механические и усталостные испытания, а также испытания на общую коррозию для деталей, отрезаемых лазерным лучом и на гильотинных ножницах. Оценка механических свойств образцов по углу изгиба до появления первой трещины и усилию на растяжение показала, что угол изгиба и усилие разрыва образцов не зависят от способа обрезки их кромок.

В настоящее время лазерные технологии нашли широкое применение в различных отраслях техники для различных процессов (рис. 9).

Оборонная промышленность Машиностроение и приборострое- Электроника и связь Микрообработка Маркировка, гравировка Рисунок 9 - Примерное распределение лазерных технологий по отраслям промышленности (а) и процессам (б) Современный лазерный технологический комплекс (ЛТК) представляет собой сложную автоматизированную систему. ЛТК включает в себя:

- устройства внешней оптики - обеспечивают формирование пятна лазерного излучения, визуальный и параметрический контроль процесса;

- системы технологической привязки процесса и соединения ЛТК с прочим оборудованием в единую технологическую линейку;

- блоки питания, системы управления и контроля, охлаждения, пневматические блоки.

Основными же частями являются лазер и кинематические блоки (координатные столы и приводы, сканирующие системы, системы слежения за профилем детали и др.), необходимые для организации перемещений детали и пятна и обработки по заданному контуру (чертежу).

Кроме того, современный ЛТК немыслим без средств цифровой обработки информации и специального ПО, позволяющего автоматически управлять технологическим процессом, осуществлять контроль и диагностику составных частей и системы в целом.

В ряде применений ЛТК должен не только обеспечивать автоматическую обработку, управление и контроль качества процесса и изделия, но и уметь самостоятельно принимать решения и осуществлять меры по удержанию необходимого качества в случае отклонения технологических параметров. Таким образом, в современных ЛТК используются достижения многих направлений высокотехнологичного производства, и в то же время развитие лазерных технологий во многом определяет развитие практически всех отраслей современной промышленности. Поэтому степень развития и темпы роста лазерных технологий непрерывно возрастают [18].

Резюмируя проведенный выше анализ эффективности внедрения лазерных технологий резки цветных листовых металлов в авиастроительное производство, необходимо отметить ряд существенных аспектов. Прежде всего, интегральная эффективность реализации любого технологического процесса, в том числе анализируемого выше, состоит из производственной эффективности, предопределяющей превышение дохода в денежном выражении над всеми расходами, связанными с освоением данной технологии, и эксплуатационной эффективности последствия технологии, отражающей качество получаемых деталей.

При всей многочисленности квалиметрических характеристик качества изделия превалирующей является несущая способность в среде эксплуатации – статическая прочность и длительная прочность (усталость), обеспечивающая регламентированный ресурс.

Любой технологический процесс резки листовых материалов, будь то вырубка, фрезерование, опиловка или лазерная резка, вносит определенное, но различное, негативное влияние на физико-механические характеристики материала в ЗТВ. Несмотря на различие природы этого влияния (заусенцы, шероховатость, микротрещины, оплавление и т.д.), все факторы ЗТВ могут отразиться на несущей способности детали или потребовать дополнительных технологических операций, снижающих эти факторы (зачистка, полирование торцов и т.д.). Это повлечет за собой дополнительные затраты как на теоретические и экспериментальные исследования этих негативных факторов ЗТВ, так и на реализацию соответствующих технологических операций, корректирующих свойства материала в ЗТВ.

На рис. 10 представлена упрощенная блок-схема функциональной взаимосвязи факторов, предопределяющих интегральную эффективность внедрения лазерных технологий резки цветных листовых металлов в авиастроительное производство.

оборудования Энергоемкость или операции окружающей ные исследования эксплуатации Рисунок 10 – Блок-схема функциональной взаимосвязи факторов, предопределяющих интегральную эффективность внедрения лазерных технологий резки цветных листовых металлов в авиастроительное Несмотря на значительное число монографий и публикаций, касающихся лазерной резки, отмеченные выше аспекты данной технологии практически не освещены и настоятельно требуют их исследований, которым будут посвящены исследования авторов.

1. Итоги науки и техники. Сер. Авиастроение. – Т. 9. Самолетостроение за рубежом // под ред. С.М. Егера и С.В. Румянцева. – М.: ВИНИТИ, 1986. – 266 с.

2. Кривов Г.А. Технология самолетостроительного производства / Г.А. Кривов. – К.: КВІЦ, 1997. – 460 с.

3. Сухов В.В. Оптимизация конструктивно-технологического облика деталей заготовительно-штамповочного производства в авиастроении / В.В. Сухов. – К.: Техніка, 1997. – 159 с.

4. Громова В.Н. Изготовление деталей из листов и профилей при серийном производстве/ В.Н. Громова, В.И. Завьялова, В.К. Коробов. – М.:

Оборонгиз, 1960. – 340 с.

5. Грощиков А.И. Заготовительно-штамповочные работы в самолетостроении / А.И. Грощиков, В.А. Малофеев. – М.: Машиностроение, 1970.

– 440 с.

6. Горбунов М.Н. Технология заготовительно-штамповочных работ в производстве самолетов. – М.: Машиностроение, 1981. – 224 с.

7. Гладуш Г.Г. Физические процессы при лазерной обработке материалов/ Г.Г. Гладуш. – М.: Машиностроение, 1985. – 208 с.

8. Григорьянц А.Г. Основы лазерной обработки материалов / А.Г. Григорьянц. – М.: Машиностроение, 1989. – 301 с.

9. Григорьянц А.Г. Лазерная техника и технология / А.Г. Григорьянц, А.А. Соколов. – М.: Машиностроение, 1988. – 191 с.

10. Рыкалин Н.Н. Лазерная обработка материалов / Н.Н. Рыкалин. – М.: Машиностроение, 1975. – 296 с.

11. Руководство по технологичности самолетных конструкций / – под ред. П.Н. Белянкина. – М.: НИАТ, 1983. – 720 с.

12. Разработка и исследование технологического процесса лазерной резки для изготовления деталей из алюминиевых сплавов / В.В. Блинков, М.Р. Грязнов, А.М. Логинов и др. // Авиационная промышленность. – 1989. - № 11. – С. 40-43.

13. Лазерная техника и технология: в 7 кн. – Кн. 7. Григорьянц А.Г. Лазерная резка металлов: учеб. пособие для вузов / А.Г. Григорянц, А.А. Соколов/ под ред. А.Г. Григорянца. - М.: Высш. шк.,1988. – 127 с.

14. Промышленное применение лазеров / под ред. Г. Кебнера. – М.:

Машиностроение, 1988. – 279 с.

15. Баранов И.Я. Технология лазерной сварки, закалки и резки: учеб.

пособие / И.Я. Баранов. – СПб., 1999. – 75 с.

16. Исследование газолазерной резки металлов с целью получения деталей с высокими характеристиками точности и воспроизведения контура / А.Г. Валиухин, С.Г. Горный, А.М. Григорьев и др. – СПб.: Изд-во С.

– Петерб. гос.ун-та, 1999. – 35 с.

17. Прогрессивная лазерная резка металлов / ecraft.ru.

18. Лазерное оборудование для обработки материалов: компоненты, технологии, системы. – Ч. 1. Металлообработка и станкостроение. – Октябрь 2008 / http:// www,metstank.ru / 09.12.2008.

19. Лазерная микрообработка: Эффективные и надежные решения для производства / Металлообработка и станкостроение. – Февраль 2009 / http:// www,metstank.ru / 25.02.2009.

20. Остаточные деформации и дефекты при лазерной резке // В.С. Майоров, С.В. Майоров, М.Д. Хоменко, Р.В. Гришов / http:// www.laser.ru

class='zagtext'>ВЛИЯНИЕ РЕЖИМОВ УПРОЧНЯЮЩЕЙ ТЕРМИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКИ

НА СТРУКТУРУ И СВОЙСТВА ТИТАНОВОГО СПЛАВА ВТ

Уникальные свойства титановых сплавов определяют широкие возможности их применения в авиастроении. Особенно эффективно их применять для изготовления высоконагруженных деталей, а также деталей, работающих в условиях нагрева до температур 300…600° С.

В авиастроении широко применяется высоколегированный титановый сплав ВТ22. Из него изготавливают детали шасси, детали крепления силовой установки, используют для изготовления основных элементов силового набора, высоконагруженных болтов, шпилек и т.д.

Поэтому изучение режимов упрочняющей термической обработки титанового сплава ВТ22 является актуальным.

Сплав ВТ22 является двухфазным +-сплавом, т.е. может эффективно упрочняться закалкой с последующим старением. Его химический состав: 4,5…5,9% AI, 4,0…5,5% Mo, 4,0…5,5% V, 0,5…2,0% Cr, 0,5…1,5% Fe. Таким образом, - и -твердые растворы достаточно сильно упрочнены AI, Mo, V, Cr и Fe. Сплав характеризуется высокой гетерогенностью структуры ( высокая дисперсность смеси - и -фаз в связи с примерно одинаковым их количеством в структуре сплава), обладает существенным эффектом упрочняющей обработки и высокой прокаливаемостью.

Температура (+)-превращения сплава ВТ22 зависит от изменения в пределах допуска химического состава и колеблется в интервале 840…870° С.

В работе исследовано влияние режимов закалки и старения на структуру и свойства титанового сплава ВТ22. С этой целью образцы подвергались закалке при температурах ниже, равной и выше температуры (+ )-превращения: 750, 850 и 900° с последующим старением при температурах 400, 500 и 600° С.

Анализ микроструктуры образцов проведен с помощью растрового электронного микроскопа с системой энергодисперсионного микроанализа РЭМ-106.

Металлографические исследования показали, что при температурах закалки 750 и 850° образуется структура, состоящая из - и -фаз (рис. 1). Структура сплава представлена мелкими частицами -фазы на фоне -матрицы, причем по мере повышения температуры закалки частицы -фазы укрупняются, коагулируют, расстояние между ними увеличивается, а количество -фазы увеличивается по сравнению с количеством -фазы.

При закалке с температуры 900° что выше температуры +С, превращения, структура представляет собой -фазу в форме крупных равноосных зерен (рис. 2).

Рисунок 1 – Микроструктура сплава ВТ22 в закаленном состоянии, Рисунок 2 – Микроструктура сплава ВТ22, закаленного при температуре 900° вода, х В ходе исследования с использованием растрового электронного микроскопа с системой энергодисперсионного микроанализа РЭМ- проанализировано распределение легирующих элементов в - и твердых растворах. Поскольку после термической обработки - и фазы характеризуются высокой дисперсностью, то для анализа выбран образец с наибольшими размерами фаз, а именно, закаленный образец при температуре 850° (рис. 3).

Рисунок 3 – Микроструктура сплава ВТ22 в закаленном состоянии На рис. 3 выделено две области, которые соответствуют - и -фазам: 1 – -фазе, 2 – -фазе. Результаты измерений показали, что -фазы составил 15,3…30,8 мкм, расстояние между ними – размер 1,56…2,04 мкм. Распределение легирующих элементов в - и -фазах после закалки показано на рис. 4.

Рисунок 4 – Химический состав и -фаз при закалке 850°С:

Анализируя состав фаз, можно прийти к выводу, что общее количество легирующих элементов в -фазе превышает в 2,3 раза количество легирующих элементов в -фазе. Так, в -фазе железа больше в 5,4 раза, молибдена – в 4,6 раза, а ванадия – в 1,9 раза, чем в -фазе. При этом содержание алюминия мало отличается, а хром присутствует только в -фазе.

перераспределение легирующих элементов между - и -фазами, что приводит к стабилизации последней.

Для анализа распределения легирующих элементов между - и -твердыми растворами взят образец, состаренный при температуре 400°С (рис. 5). На рисунке выделено две области, которые соответствуют - и -фазам: 1 – -фазе, 2 – -фазе. Результаты измерений показали, что размер расстояние между ними – 0,465…0,8 мкм.

Распределение легирующих элементов в - и -фазах после старения показано на рис. 6.

Анализируя состав фаз, можно прийти к выводу, что при старении действительно происходит перераспределение легирующих элементов между - и -фазами, при этом -фаза становится более легированной.

При изучении влияния температур закалки на упрочнение сплава образцы, закаленные с температур 750, 850 и 900° подвергались старению при температурах 400, 500 и 600° в течение 2 часов.

Рисунок 6 – Химический состав и -фаз при старении 400°С:

В ходе исследования проанализированы изменения твердости сплава ВТ22 после различных режимов закалки и старения. Так, при повышении температуры закалки эффект упрочнения сплава после старения растет. Например, твердость после закалки при t = 750° и старения при t = 500° (рис. 7) составила 38 HRC.

Рисунок 7 – Микроструктура титанового сплава ВТ22 после закалки 750° и последующего старения при температуре 500° х Твердость после закалки при t = 900° и старения при t = 500° составила 46 HRC. Увеличение твердости объясняется тем, что с повышением температуры закалки и скорости охлаждения фиксируется, а следовательно, и распадается при старении большее количество -фазы, т.е. растет эффект упрочнения сплава. Максимальная твердость сплава наблюдалась при температуре старения 500°С.

С повышением температуры старения происходит некоторое снижение твердости. Это объясняется коагуляцией высокодисперсных частиц вторичной -фазы при увеличении времени выдержки и повышении температуры старения. Так, при закалке при t = 750° и старении при t = 500° размер частиц вторичной -фазы составил 2,26…3,95 мкм, расстояние между ними – 0,2…0,4 мкм; при старении при t = 600° размер частиц вторичной -фазы – 5,4…8,98 мкм, расстояние между ними – 0,7…0,89 мкм (рис. 8).

Рисунок 8 – Микроструктура титанового сплава ВТ22 после закалки при 750° и последующего старения при температуре 600° х Выводы. Анализ результатов исследований показал:

перераспределение легирующих элементов между - и -фазами, при этом -фаза становится более легированной;

– большие температуры закалки в рекомендуемом интервале температур дают больший эффект упрочнения сплава после старения;

– наилучшее сочетание свойств титанового сплава ВТ достигается закалкой при температуре 750° и последующем старении при температуре 500° С.

1. Титановые сплавы. Металлография титановых сплавов/ Е.А. Борисова, Г.А. Бочвар и др. – М.: Металлургия, 1980. – 464 с.

2. Структура и свойства титановых сплавов: Сб. статей/под. ред.

С.Г. Глазунова, А.И. Хорева / М.: ОНТИ, 1972. – 255 с.

3. Вульф В.К. Термическая обработка титановых сплавов/ В.К. Вульф – М.: Металлургия, 1969. – 376 с.

Рецензент: д-р техн. наук, ст. науч. сотр. В.И. Сливинский УкрНИИТМ, г. Днепропетровск

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЧНОСТИ ЭЛЕМЕНТА ТКАНЕВОЙ ОБШИВКИ

КРЫЛА САМОЛЕТА

В настоящее время организации, которые эксплуатируют самолеты, относящиеся к очень легкой категории (с взлетным весом не более 750 кгс) стоят перед необходимостью продления ресурса или полной замены тканевых обшивок. Гарантийный срок эксплуатации, установленный разработчиком, составляет шесть лет с продлением ресурса до 10 лет при условии ежегодных осмотров и проверок прочности.

Для принятия решения о продлении срока эксплуатации тканевых обшивок, ее полной или частичной замене разработчику необходима информация об общем состоянии, прочности на разрыв и относительном удлинении тканевой обшивки самолета.

В Проблемной лаборатории прочности и надежности авиационных конструкций (ПНИЛ «Прочность») проведены прочностные исследования пригодности тканевой обшивки легкого самолета с целью дальнейшей его эксплуатации после гарантийного срока.

Исследованию прочности должна предшествовать работа по осмотру (проверке) тканевых обшивок, выполненных в соответствии с рекомендательными положениями [1].

При написании методики использованы также следующие документы: методы определения разрывных характеристик при растяжении [2] и стандартный метод испытаний на усилие разрыва и удлинение текстильных тканей [3].

В работе приведены исследования прочности и удлинения тканевой обшивки крыла самолета с максимальной скоростью полета до 180 км/ч и удельной нагрузкой на крыло 334,07 Н/м2 (34,05 кгс/м2) в той последовательности, в которой она описана в методике в разделе «Определение прочностных характеристик тканевых обшивок».

Материал обшивки – ткань полиэфирная техническая по ТУ У17 242-40-97, артикул 5В9-КТ.

1 Образцы для испытаний. Перед раскроем полотно и все точечные пробы выдержаны в течение 12 часов в стандартных климатических условиях: температура - 20±2 C °, относительная влажность - 65±2%.

Из куска полотна из синтетической полиэфирной ткани (артикул 5В9-КТ), из которой изготовлена обшивка, вырезаны образцы в виде полосок – пять по утку и пять по основе шириной 50 мм и длиной 300 мм.

Для получения рабочей ширины образца нити продольных направлений удалены с обеих сторон до ширины полосы, несущей нагрузку, равной 25 мм. По классификации [3] такой образец относится к типу 1R – 25 – испытания растрепанной ленты.

Схема раскроя полотна и общий вид образцов до испытания показан на рис. 1 и 2, образцы верхней (а) и нижней (б) поверхностей крыла, вырезанные из точечных проб, - на рис. 3.

Рисунок 2 – Общий вид образцов (растрепанная лента), образец, приготовленный к испытанию (“в щечках”) и после разрыва Рисунок 3 – Образцы (отрезная лента) верхней (а) и нижней (б) 2 Испытательное оборудование. При определении разрывного усилия образцов обшивки использована машина для испытания на растяжение ZD 10/90, тип Е с постоянной скоростью растяжения (CRE) [3]. Машина ZD 10/90 оборудована электронной системой записи и построения диаграммы сила – деформация с выводом информации на дисплей ПЭВМ. На рис. 4 показана испытательная машина, а на рис. 5 – образцы полотна (а) и обшивки (б), установленные в зажимах испытательной машины.

Рисунок 4 – Испытательная машина с электронной системой записи и построения диаграммы сила – деформация Рисунок 5 – Образцы полотна (а) и обшивки (б), установленные в Зажимы машины снабжены дополнительным приспособлением (“щечки”) с прокладками из рифленой резины.

Погрешность измерения в диапазоне нагрузок 0…200 кгс – 1%.

На рис. 5 показаны образцы, установленные в зажимы испытательной машины до нагружения.

3 Проведение испытаний и обработка результатов. Образцы с рабочей длиной L=100 мм, установленные в захваты испытательной машины, после предварительного натяжения при равномерном нагружении в течение около 20 с доводятся до разрушения.

Одновременно с нагружением ведется запись нагрузки и удлинения как в автоматическом, так и ручном режимах. Разрывная нагрузка выражена в ньютонах, удлинение – в миллиметрах.

Для каждой группы образцов, испытанных в направлении основы и утка ткани, определены следующие параметры:

средняя разрывная нагрузка Р, Н, по формуле относительное удлинение при разрыве образцов по формуле среднее относительное удлинение при разрыве Е, %, по За разрывную нагрузку точечной пробы принимаем среднее значение результатов всех измерений по основе или утку.

За удлинение при разрыве точечной пробы принимаем среднее значение всех измерений по основе или утку.

На рис. 6 показаны разрушившиеся образцы полотна (а) и обшивки (б) в испытательной машине, а на рис. 7 – образцы полотна (а) и обшивки (б) после испытаний. На рис. 8 приведены графики сила – удлинение. Результаты испытаний приведены в сводной таблице.

Рисунок 6 – Разрушившиеся образцы полотна (а) и обшивки (б) в Рисунок 7 – Образцы полотна (а) и верхней обшивки крыла (б) Рисунок 8 – Графики сила – удлинение для образцов, вырезанных Сводная таблица результатов испытаний образцов типа 1С-

ОСНОВА

Прочность обшивки крыла самолета с удельной нагрузкой на крыло 334,03 Н/м2 (34,05 кгс/м2) и максимальной скоростью полета до 180 км/ч, критериям прочности обшивки крыла по основе и утку в соответствии с «Рекомендательными положениями о проверке и испытаниях тканевых обшивок» [1] – УДОВЛЕТВОРЯЕТ.

Выполнив работы по осмотру тканевых обшивок самолета, находящегося в эксплуатации, на соответствие общим требованиям и получив положительные решения об осмотрах и прочностных характеристиках обшивки, Разработчик (Главный конструктор) может принять решение о продлении срока эксплуатации.

1. Рекомендательное положение о проверке и испытаниях тканевых обшивок. США. Департамент транспорта Федеральной администрации гражданской авиации. Раздел 3. Проверка и испытания.

Введ. 27.09.2001 г. Пер. с англ.

U.S. Department of Transportation Federal Aviation Administration.

Advisory Circular. Chapter 2. Fabric Covering. Section 3. Inspection and Testing. АС 43.13.-1В CHG 1, 9/27/01.

2. ГОСТ 3813-72 (ИСО 5081-77, ИСО 5082-82). Материалы текстильные. Ткани и штучные изделия. Методы определения разрывных характеристик при растяжении. Введ. 01.04.73.- М.: Изд-во стандартов, 1972. – 20 с.

3. D 5035-06. Стандартный метод испытаний на усилия разрыва и удлинение текстильных тканей (Метод испытания ленты). Обозначение ASTMD 5035-06 (повторно одобрен в 2008 г.). Введ. 1.10.2008 г. Изд-во Стандартов Американского общества по испытанию материалов (ASTM).

– 15 c. Пер. с англ.

Standard Test Method for Breaking Force and Elongation of Tensile Fabrics (Strip Method).

Рецензент: канд. техн. наук, проф. В.В. Кириченко Национальный аэрокосмический университет

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ

ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ САМОЛЕТА С ПРЕОБРАЗУЕМЫМ

КРЫЛОМ И ФЮЗЕЛЯЖЕМ ТРЕУГОЛЬНОЙ ФОРМЫ ПОПЕРЕЧНОГО

СЕЧЕНИЯ

Для удовлетворения противоречивым требованиям к самолету необходимо совмещение целого ряда качеств в одном неподвижном крыле, что невозможно без значительного компромисса по некоторым из них, поскольку каждому режиму полета соответствует свое оптимальное крыло [1]. Удовлетворения всем режимам полета можно достичь с помощью крыла изменяемой геометрии, удлинение и угол стреловидности которого управляется в полете. В классической схеме изменения угла стреловидности несущая площадь крыла при изменении угла стреловидности консолей изменяется не так значительно, что снижает отношение максимальной скорости к минимальной. Кроме того, самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют ряд недостатков, основными из которых являются:

– смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления;

– возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла;

– необходимость строгой синхронизации изменения стреловидности, пониженная жесткость конструкции поворотного узла консолей и, как следствие, ухудшение весового совершенства всего самолета [1, 2].

Указанные недостатки снижают дальность полета и/или массу целевой нагрузки, однако это снижение в некоторой мере компенсируется применением так называемого преобразуемого (складывающегося) крыла.

Целью статьи является разработка аэродинамической компоновки самолета с преобразуемым крылом и экспериментальное определение аэродинамических характеристик моделей самолета этой схемы.

Для проведения эксперимента в аэродинамической трубе Т- Харьковского университета Воздушных Сил были изготовлены модели самолета с преобразуемым крылом и фюзеляжем треугольной формы поперечного сечения. При изготовлении модели соблюдался принцип модульности, что позволяло использовать общие элементы конструкции и облегчало проведение сравнительного анализа аэродинамических характеристик. На рис. 1 представлены чертежи исследуемых моделей, на рис. 2 - 4 – внешний вид моделей в рабочей части аэродинамической трубы Т-1.

Рисунок 1 – Чертежи исследуемых моделей фюзеляжей Рисунок 2 – Фотография внешнего вида модели самолета с преобразуемым крылом и фюзеляжем треугольной формы поперечного сечения в рабочей части аэродинамической трубы Т-1 (крыло выпущено) Рисунок 3 – Фотография внешнего вида модели самолета с преобразуемым крылом и фюзеляжем треугольной формы поперечного сечения в рабочей части аэродинамической трубы Т-1 (крыло убрано) Рисунок 4 – Фотография внешнего вида модели треугольного фюзеляжа самолета с преобразуемым крылом в рабочей части аэродинамической Выбранный метод исследования – весовой эксперимент. Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы, при которой проводились исследования, составила 28,4 м/с, что соответствует числу Рейнольдса Re 1,23 106, рассчитанному по наибольшему размаху крыла модели. Полученные в результате обработки опытных данных зависимости коэффициентов лобового сопротивления, подъемной силы и аэродинамического качества от угла атаки приведены на рис. 5- соответственно. На рисунках зависимости, относящиеся к модели самолета с выпущенным крылом, обозначены треугольниками, относящиеся к модели самолета с убранным крылом – квадратиками, а к изолированному фюзеляжу – ромбиками. При обезразмеривании аэродинамических сил в качестве характерного размера принимались площади крыла, крыла и площади нижней поверхности фюзеляжа, площади нижней поверхности фюзеляжа соответственно.

Рисунок 5 – Зависимости коэффициентов подъемной силы моделей от Рисунок 7 – Зависимости аэродинамического качества моделей от угла Анализ представленных зависимостей позволяет сделать следующие выводы:

– зависимость C ya = f ( ) для модели фюзеляжа носит нелинейный характер, при этом из-за ограничений системы подвески критический угол атаки в эксперименте не был достигнут;

– несущие свойства модели с выпущенным крылом на линейном участке зависимости C ya = f ( ) наибольшие: C 4,70 для модели с выпущенным крылом по сравнению с C 2,00 для модели с убранным крылом, однако угол начала срыва потока меньше: нс 11° для модели с выпущенным крылом по сравнению с нс 19° для модели с убранным крылом;

аэродинамическое качество К12 единиц и коэффициент максимальной подъемной силы C yamax, следовательно, эта модель является оптимальной альтернативой в смысле достижения наибольшей продолжительности полета и наилучших взлетно-посадочных характеристик.

Рассмотрим зависимость коэффициентов подъемной силы моделей от угла атаки (рис. 8) и поляры (рис. 9) при условии, что при обезразмеривании аэродинамических сил в качестве характерного размера принималась площадь выпущенного крыла.

Рисунок 8 – Зависимости коэффициентов подъемной силы моделей от угла атаки при обезразмеривании по одной площади Рисунок 9 – Поляры моделей при обезразмеривании по одной площади Анализ представленных зависимостей позволяет сделать следующие выводы:

– лобовое сопротивление изолированного фюзеляжа на малых углах атаки имеет наименьшее значение, что объясняется меньшей омываемой поверхностью, при этом аэродинамическое качество составляет 4,9 единиц. Следовательно, модель бескрылого самолета является оптимальной альтернативой в смысле достижения максимальной скорости полета и минимальной радиолокационной заметности;

– аэродинамические характеристики модели с убранным крылом занимают промежуточное положение, однако в отличие от классической схемы преобразования крыла изменением угла стреловидности огибающая поляр имеет «прогиб» вниз, что является недостатком разработанной схемы преобразования крыла.

В дальнейшей работе предполагается экспериментальное исследование характера обтекания изолированного фюзеляжа треугольной формы поперечного сечения и эксперимент с моделями преобразуемого самолета в безэховой камере сверхвысоких частот Харьковского национального университета имени В.Н. Каразина.

1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С.Бюшгенса. –М.: Наука, Физматлит, 1998. – 816с.

2. Андреев Ю.В. Особенности проектирования и перспективы развития маневренных самолетов. / Ю.В.Андреев – М.: МАИ, 1999. – 68 с.

УДК 629.7. Экспериментальное определение аэродинамических характеристик модели самолета с преобразуемым крылом и фюзеляжем треугольной формы поперечного сечения. Украинец Е.А., Спиркин Е.В., Шабрат И.И.

– Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. тр. Нац. аэрокосмiч. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. (). Харьков: НАКУ, 2010, с.

Представлены результаты эксперимента в аэродинамической трубе Т-1 с моделями самолета с преобразуемым крылом. В результате обработки экспериментальных данных получены зависимости аэродинамического качества при различном положении преобразуемого крыла. На основе анализа полученных зависимостей определены оптимальные по критериям «максимальное аэродинамическое положения преобразуемого крыла относительно фюзеляжа.

Ключевые слова: весовой эксперимент, аэродинамические характеристики, крыло изменяемой геометрии, складывающееся крыло, критерий оптимальности.

Ил. 9. Библиогр.: 2 назв.

Продано результати експерименту в аеродинамічній трубі Т-1 з моделями літака з перетворюваним крилом. У результаті обробки експериментальних даних отримано залежність коефіцієнта лобового опору, підйомної сили і аеродинамічної якості при різному положенні перетворюваного крила. На основі аналізу отриманої залежності визначено оптимальні за критеріями «максимальна аеродинамічна перетворюваного крила щодо фюзеляжу.

Іл. 9. Бібліогр.: 2 назви.

Results of experiment in wind tunnel Т-1 with models of the plane with a transformed wing are presented. As a result of processing of experimental data dependences of factor of front resistance, elevating force and aerodynamic quality at various position of a transformed wing are received.

On the basis of the analysis of the received dependences optimum by criteria «the maximum aerodynamic quality», «the minimum front resistance», position variants of a transformed wing concerning a fuselage are defined.

Fig. 3. Bibliogr.: 2 sources.

ВОЗМОЖНОСТИ ИНТЕРАКТИВНОГО КОНТРОЛЯ ПРОЦЕССА

ЭЛЕКТРОГИДРАВЛИЧЕСКОЙ ШТАМПОВКИ КРУПНОГАБАРИТНЫХ

ДЕТАЛЕЙ

Процессы электрогидравлической штамповки (ЭГШ) крупногабаритных листовых деталей в современном машиностроении, как правило, проводятся с применением многоэлектродного разрядного блока (МРБ), который позволяет управлять нагружением заготовки в пространстве.

При этом лучше используется запас пластических свойств материала, сокращаются ресурсопотребление штамповки, сроки и затраты ТПП.

В процессе эксплуатации МРБ происходит износ элементов электродных систем (ЭС) под действием механических усилий и электрохимических реакций. Износ характеризуется эрозией металлических поверхностей, участвующих в формировании разряда, а также разрушением изоляции электрода под действием ударных волн и кавитации. Последнее приводит к увеличению площади оголенных от изоляции частей электрода, что отрицательно сказывается на его характеристиках: нарушается расчетный режим работы и увеличивается цикл штамповки.

Процесс ЭГШ – это последовательное выделение и преобразование электрической энергии в механическую работу. Для получения оперативной информации о стабильности протекания технологического процесса необходим интерактивный контроль. При таком контроле не происходит остановка оборудования, а все данные, необходимые для принятия решений, поступают в реальном времени. Контроль формоизменения заготовки в интерактивном режиме довольно сложен и дорог. Для его осуществления необходимы специальные датчики перемещения заготовки в полости матрицы, сбор и обработка показаний этих датчиков.

Гораздо проще контролировать начальный процесс энерговыделения, регистрируя импульс тока и напряжения на отдельном электрическом контуре с помощью специальных датчиков и осциллографа. Зная допустимые параметры импульсов, можно судить о качестве выделения энергии на электродах, и, следовательно, о состоянии ЭС.

Типовые осциллограммы тока и напряжения при ЭГШ с обозначением характерных параметров приведены на рис. 1. Их анализ позволяет сделать выводы о величине энергии, передаваемой заготовке и степени износа ЭС. В подтверждение стабильности процесса на начальном этапе можно привести осциллограммы (рис. 2), на которых зафиксировано 10 разрядов, идущих один за другим. Как видно из рисунка, характер кривых идентичен, изменение разрядных параметров минимально. В ходе экспериментов на ЭГ-установке был собран необходимый статистический материал.

Рисунок 1 – Типовые осциллограммы разрядного тока (а) и напряжения Рисунок 2 – Типовые осциллограммы разрядного тока (а) и напряжения (б) с наложением десяти подряд идущих разрядов Для удобства анализа временных изменений состояния ЭС были введены следующие относительные показатели:

отношение длительностей полупериодов разрядного тока t1 / t 2, где t 2 = t проц t1;

отношение потерь напряжения на предразрядной стадии к напряжению разряда U / U0 ;

отношение значений полупериодов тока Imax / Imax ;

отношение длительности предразрядной стадии к характеристическому времени колебательного контура t пр / LC, где L и C – индуктивность и емкость контура.

Для наглядного представления результатов были построены диаграммы зависимостей вышеприведенных показателей от количества произведенных разрядов n, 0 n 2500.

На рис. 3 видно, что для величин U / U0 и t пр / LC наблюдается положительная линейная корреляция. В случае t пр / LC также увеличивается разброс значений (дисперсия) во времени, в то время как дисперсия значений прочих показателей практически неизменна. Кроме того, математические ожидания параметров t1 / t 2 и Imax / Imax в процессе износа электрода обладают пренебрежительно малыми углами наклона и не несут существенной информации о выработке ресурса ЭС.

Следовательно, относительные величины U / U0 и t пр / LC могут качественно и количественно оценивать энергоэффективность процесса ЭГШ. Причем отпадает потребность в снятии показаний силы тока, так как эти параметры доступны из осциллограммы напряжения.

0, 0, 0, Рисунок 3 – Диаграммы зависимостей основных относительных характеристик от количества циклов В количественном выражении можно записать, что математическое ожидание показателя U / U0 в рассматриваемом стабильном процессе ЭГШ составляет U / U0 = 7 10 n + 0, 607 ( ±0, 0067 ), где n – количество произведенных разрядов. Данное число зависит от конструкции электрода и условий работы. В целом изменение наклона кривой во время работы, отражаемое коэффициентом при переменной n, говорит о нарушении процесса из-за разрушения ЭС либо по другой причине.

Изменение параметра t пр / LC в зависимости от количества разрядов изображено в виде кривых нормального распределения (рис. 4) с доверительным интервалом 4.

Равномерно растущая дисперсия показателя t пр / LC, подчиненная нормальному закону, свидетельствует о стабильности процесса ЭГШ и дает количественную информацию, которая может быть интерпретирована в виде процентного износа электрода.



Pages:   || 2 |


Похожие работы:

«ПАЛАТА АУДИТОРОВ УЗБЕКИСТАНА ВНУТРЕННИЙ КОНТРОЛЬ КАЧЕСТВА АУДИТА В АУДИТОРСКОЙ ОРГАНИЗАЦИИ (РАСПРОСТРАНЯЕТСЯ НА БЕЗВОЗМЕЗДНОЙ ОСНОВЕ) Составитель Хайдаров Р.М. ТАШКЕНТ – 2009 г. ВВЕДЕНИЕ Текущая ситуация. Практика показывает, что в аудиторских организациях, в основном, вопросами обеспечения контроля качества аудиторских услуг занимаются непосредственно руководители аудиторских организаций. Это и понятно. За возможно допущенные ошибки аудиторов и помощников аудиторов своим квалификационным...»

«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 №...»

«СОВЕ ТСКАЯ ЭТНОГРАФИЯ ИНСТИТУТ Э Т Н О Г РА Ф И И ИМ. Н. Н. М И К Л УХО -М А КЛ А Я СОВЕТСКАЯ ЭТНОГРАФИЯ Ж У Р Н А Л ОСНОВАН В 1926 ГОДУ ВЫ ХОДИТ 6 РАЗ В ГОД 2 Март — Апрель 1973 ^СЛОГОД^КЛЯ •.‘•бвеЛ'С'йя библиотека Г им. И. В. Бабушкина И3ДАТ ЕЛЬСТВО НАУКА Москва Редакционная коллегия: Ю. П. Петрова-Аверкиева (главный редактор), В,ЛП- Алексеев, Ю. В. Арутюнян, Н. А. Баскаков, С. И. Брук, JI. Ф. М оногаров* (за м. главн. редактора), Д. А. О льдерогге, А. И. Першиц, J1. П. Потапов, В. К....»

«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...»

«Генеральный Штаб Вооруженных Сил СССР - Главное Разведывательное Управление - Для служебного пользования. С иллюстрациями. Данное руководство разработано генеральным штабом вооруженных сил Швейцарии в 1987 году. Оно предназначено для подготовки военнослужащих и населения к ведению вооруженной борьбы в случае оккупации страны противником. В данном руководстве расмотрены: тактика и стратегия работы диверсионных и партизанских подразделений, организация подполья и агентуры, методы партизанской...»

«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)...»

«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....»

«Борис Акунин: Инь и Ян Борис Акунин Инь и Ян Серия: Приключения Эраста Фандорина OCR Поручик, Вычитка – MCat78, Faiber Инь и Ян: Захаров; 2006; ISBN 5-8159-0584-4 2 Борис Акунин: Инь и Ян Аннотация Инь и Ян – это театральный эксперимент. Один и тот же сюжет изложен в двух версиях, внешне похожих одна на другую, но принадлежащих двум совершенно разным мирам. По форме это детектив, расследование ведт великий сыщик Эраст Фандорин, которому помогает его верный слуга Маса. Пьеса была написана...»

«Академик Константин Васильевич Фролов УДК 621 О.В. ЕГОРОВА, Г.А. ТИМОФЕЕВ АКАДЕМИК КОНСТАНТИН ВАСИЛЬЕВИЧ ФРОЛОВ (к 80-летию со дня рождения) Всем, что мне удавалось сделать, я обязан прекрасным людям, работающим вместе со мной, я обязан моим друзьям, я обязан моей замечательной семье. К.В. Фролов Академик РАН Константин Васильевич Фролов (фото 1) родился 22 июля 1932 года в городе Кирове Калужской области в семье служащих. Мать – Фролова Александра Сергеевна, была врачом и работала в...»

«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,...»














 
© 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.