WWW.KNIGA.SELUK.RU

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

 

Pages:   || 2 | 3 | 4 |

«ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Сборник научных трудов Выпуск 2 (66) 2011 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ, МОЛОДЕЖИ И СПОРТА ...»

-- [ Страница 1 ] --

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 2 (66)

2011

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ,

МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ

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

ISSN 1818-8052

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА

КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

2(66) апрель – июнь

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 № 10 от 15.06.2011 г.

Главный редактор Я.С. 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 А.В. Кондратьев, канд. техн. наук 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», 2011 г.

Содержание А.И. Костенко, В.Е. Гайдачук, И.П. Змиевской. Экспериментальное исследование долговечности образцов из алюминиевых сплавов, В.А. Коваленко, И.В. Малков, Г.В. Сыровой, Ю.В. Сохач.

Исследование терморазмеростабильности ферменных конструкций В.М. Рябченко, В.А. Лавриненко, В.Д. Первак. Проектировочная Г.Г. Онгирский, А.Н. Шупиков, С.В. Угримов, В.Г. Ярещенко, В.П. Уколов, В.Ф. Самойленко. Экспериментальное исследование Л.А. Евсеев. Безмоментное состояние сжатой панели при наличии в обшивке диагональных волн растяжения. Часть 1

В.С. Ивановский. Влияние пробного давления на несущую А.Г. Николаев, Е.М. Орлов. О точном решении осесимметричной термоупругой краевой задачи для трансверсально-изотропного эффективность космических тральщиков при использовании сочетания электроракетной двигательной установки и жидкостного ракетного двигателя малой тяги

В.В. Остапчук. Исследование структуры и свойств нержавеющих сталей после высокоскоростного деформирования…………

взаимодействия электроискрового разряда переменной интенсивности М.В. Амброжевич, В.А. Середа. Моделирование процесса в ракетном А.В. Клопота, И.В. Максимович, А.А. Вамболь. Оптимизация Е.Ю. Бетина, В.М. Кистерев, Н.В. Бондарева. Критерий Прандтля при моделировании полета летательного аппарата в зоне лесного И.В. Бычков. Анализ формообразующих процессов на оборудовании с ЧПУ и изменение условий постановки прямой задачи…

С.С. Ворожко, О.Ю. Кладова. Обзор существующих устройств, использующих лиофобные системы в качестве рабочего тела…… 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 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.

УДК 629.7.002: 621.375.826 А.И. Костенко,

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДОЛГОВЕЧНОСТИ

ОБРАЗЦОВ ИЗ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ, ПОЛУЧЕННЫХ

ЛАЗЕРНЫМ РАСКРОЕМ ДЛЯ ПАНЕЛЕЙ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА

В последние годы в отечественной и зарубежной практике все шире применяют лазерные технологии для раскроя панелей планера самолета из алюминиевых сплавов [1–2]. Это связано с рядом преимуществ лазерного раскроя (ЛР) по сравнению с фрезерованием и другими технологическими процессами, в том числе высокой производительностью процесса, быстрой окупаемостью капитальных затрат на оборудование (0,5 – 1 год) [2] и др.

Стоимость лазерного раскроя погонного метра листа из алюминиевого сплава при энергетических затратах в США составляет 1 кВт/ч электроэнергии в 0,55$ и 1м3 азота 0,92$ при толщине листа 1,5 мм – 0,043$, а при толщине листа 3 мм – 0,2$, что соответствует производительности (90…250) м/ч, значительно превосходящей раскрой фрезерованием [2].

В то же время лазерный раскрой листов из алюминиевых сплавов имеет характерные особенности, связанные с их оптическими и теплофизическими характеристиками: низкой поглощательной способностью для лазерного излучения и большой теплопроводностью [1, 3].

В связи с этим на границе реза в зависимости от основных параметров лазерного раскроя (скорости резания, мощности лазерного излучения и давления вспомогательного газа), связанных с параметрами его последствия (микротвердостью в зоне термического влияния (ЗТВ), ее протяженностью (шириной) и шероховатостью в совокупности с гратами – заусенцами и застывшими каплями реза), возникают предпосылки для снижения долговечности панели в условиях эксплуатации самолета [4].

В нашей работе [4] приведены результаты микроструктурного анализа зоны термического влияния образцов тонколистовых материалов различной толщины из неупрочняемых алюминиевых сплавов АМцМ, АМцН, АМг2М, АМг6М, упрочняемых Д16АМ, 1163АМВ, АК-1чУТ1ВК, АК4АТ1, Д16АТ, а также сталей 30ХГСА и 12Х18Н10Т после их раскроя на установке PLATINO 2040 производства фирмы PRIMA INDASTRIA (Италия) с лазером на углекислом газе серии серии СР 4000 по оптимальным режимам. Исследована микротвердость этих материалов в зоне термического влияния по сравнению с замеренной на образцах, раскроенных фрезерованием. Выявлены особенности и степень чувствительности различных материалов к нагреву при лазерной резке. Приведены также результаты испытаний образцов из данных листовых материалов, полученных лазерным раскроем и фрезерованием, на прочность при растяжении и дан их анализ.

Из этого анализа следует, что статическая прочность образцов, вырезанных лазерным лучом и фрезерованием, практически одинакова, а охрупчивание материала в ЗТВ может отразиться на долговечности панелей планера самолета из алюминиевых сплавов.

В связи с этим в [5] предложен экспериментально-теоретический метод оптимизации параметров процесса лазерной резки образцов материалов по критерию максимальной долговечности, которые находят из системы уравнений, связывающих долговечность с параметрами относительных факторов последствия процесса лазерной резки (микротвердости зоны термического влияния, протяженности этой зоны и высоты микронеровностей). Каждый из этих параметров последствия процесса лазерной резки выражен через относительные факторы причины снижения долговечности – параметры процесса: скорость лазерной резки, давление вспомогательного газа и мощность лазерного излучения – регрессионными зависимостями аналогичного вида.

В работе [6] описан предложенный нами трехуровневый алгоритм оптимизации режимов лазерного раскроя заготовок силовых панелей из алюминиевых сплавов планера самолета в серийном производстве по критерию их максимальной долговечности.

Алгоритм основан на реализации экспериментальнотеоретического метода прогнозирования снижения долговечности образцов материалов в зависимости от изменения их свойств в ЗТВ лазерного реза, связанных с параметрами режимов данного технологического процесса их математическими моделями в виде регрессионных зависимостей второго порядка.

Реализация многоуровневого алгоритма для серийного производства позволяет определить близкие к оптимальным параметры режима лазерного раскроя для различных типов материалов.

Однако реализация результатов, изложенных в работах [5,6] требует значительного объема экспериментальных исследований долговечности образцов, полученных ЛР.

Известно, что испытание образцов материалов на долговечность (усталость) чрезвычайно трудоемкий и затратный по средствам и времени процесс. С другой стороны, заключение о долговечности того или иного конструкционного материала всегда имеет ряд существенных оговорок, ограничивающих его четкими граничными условиями [7].

Стандарт [8] различает многоцикловую усталость, соответствующую базе 106 циклов нагружения, и малоцикловую усталость, ограниченную базой 4·104 циклов нагружения (табл. 1) [9].

Таблица 1 – Малоцикловая усталость некоторых алюминиевых сплавов Оговариваются характер цикла нагружения, вид и размеры образца, уровень нагрузки, условия проведения испытаний и оборудование, а также требования к точности геометрических размеров образцов и к объему их партий, гарантирующему приемлемую степень точности результатов.

Отмеченный выше далеко не полный перечень требований и условий свидетельствует о том, что экспериментальные исследования сравнительной долговечности образцов материала панелей планера самолета, полученных лазерным раскроем и фрезерованием, могут быть ограничены временным интервалом в тысячи часов и объемом сотен образцов. Поэтому были предприняты приемлемые обоснованные ограничения программы с учетом исследований, проведенных в [4 – 6], и следующих из них выводов, а также ряда публикаций других авторов [2 – 3].

Прежде всего объем испытаний был ограничен наиболее распространенным по применению в панелях крыльев и фюзеляжей гражданских самолетов сплавом Д16АТ. Кроме этого на образцах, вырезанных лазерной резкой для испытаний на долговечность в центре рабочей зоны выполнялось отверстие диаметром 4 мм, которое значительно увеличивало ЗТВ в критическом сечении образца и, соответственно, параметры ее влияния H (20) ЗТВ, t ЗТВ и Rz, а следовательно, существенно снижало долговечность образцов по сравнению с аналогами без концентратора напряжений в виде отверстия, сокращая время испытаний.

С учетом всего отмеченного выше была разработана сокращенная программа исследований долговечности при малоцикловой усталости образцов. Этой программой было предусмотрено изготовление всех партий образцов из сплава Д16АТ из одного листа материала толщиной =3 мм и =1мм и проведение исследований:

– микротвердости образцов, вырезанных фрезерованием;

– микротвердости в ЗТВ, ширины этой зоны, а также средней величины микронеровностей в зоне резания образцов, вырезанных лазерным лучом на установке Platino 2040 HS.

Образцы для испытаний на долговечность имели геометрические параметры, указанные на рис. 1, соответствующие IV типу образцов по ГОСТ 25.502-79.

Рисунок 1 – Геометрические параметры образца пластины с отверстием Образцы изготавливались в объеме трех серий. Первая серия в количестве трех образцов, предназначенных для определения исходной микротвердости материала Д16АТ, имела размеры 20x20x3 мм. Вторая серия изготавливалась вырезкой из листа фрезерованием на режимах, принятых при резке панелей планера самолета в серийном производстве. Число образцов второй серии равно пяти. Третья серия образцов изготавливалась лазерной резкой на установке Platino 2040 HS в количестве 35 штук по пять образцов в каждой группе. Каждая группа из пяти образцов вырезалась на разных режимах лазерной установки.

Испытания образцов на долговечность проводилось на гидравлической машине немецкого производства ЦДМ-10Пу без вариатора частот на постоянной частоте 11,3 Гц.

Испытания образцов по данной программе производилось при отнулевых циклах при максимальной нагрузке P =1404 кгс и напряжениях вр min = 0…130 МПа до разрушения после выхода машины на рабочий режим по истечении шести часов при температуре в лаборатории 20С и влажности, соответствующей требованиям стандарта [8].

На рис. 2 приведены фотографии типовых разрушений образцов некоторых из испытанных партий. Как видно, все образцы разрушались в ослабленной рабочей зоне по отверстию.

Рисунок 2 – Типичный характер разрушения образцов различных партий Режимы лазерной резки, соответствующие каждой группе двух серий образцов, а также число циклов малоцикловой усталости и их отношение к базовому значению приведены в табл. 2 и 3. Базовое среднее значение циклов малоцикловой усталости для партий фрезерованных образцов Tц ф =232400 циклов.

На испытанных партиях образцов проводили замеры микротвердости H( 20 ), ширины ЗТВ t ЗТВ и средних значений микронеровностей Rz образцов всех групп третьей партии в трех сечениях рабочей части по стандартным методикам. Результаты замеров приведены в табл. Для практической реализации предложенного ранее экспериментально-теоретического метода оптимизации параметров процесса лазерной резки образцов материалов из алюминиевых сплавов по критерию максимальной долговечности N ц (относительное значение циклов малоцикловой усталости для партий образцов, раскроенных лазером) сначала необходимо определить неизвестные коэффициенты i для множественной линейной*) модели регрессионного анализа:

где i = 1... n – номер выборки наблюдений, 1, 2, 3 – коэффициенты регрессии, которые показывают, на какую величину в среднем изменится относительное значение циклов малоцикловой усталости N ц ; 0 – свободный член, который также подлежит определению;

Таблица 2 – Режимы лазерной резки и среднее значение малоцикловой усталости образцов алюминиевого сплава Д16АТ при =3мм Таблица 3 – Режимы лазерной резки и среднее значение малоцикловой усталости образцов алюминиевого сплава Д16Т при =1мм Как отмечалось ранее, для построения нелинейных множественных моделей регрессионного анализа требуется существенное увеличение количества образцов материала, а следовательно, и непомерный рост трудоемкости испытаний по затратам времени и средств. Поэтому в силу большой трудоемкости экспериментов на данном этапе ограничились использованием только линейной модели регрессии. Не учитывались также случайные ошибки наблюдения, не зависящие друг от друга.

Таблица 4 – Параметры последействия лазерной резки образцов из алюминиевого сплава Д16АТ толщиной =3 мм Таблица 5 – Параметры последействия лазерной резки образцов из алюминиевого сплава Д16АТ толщиной =1 мм, Номер В матричной форме регрессионная модель (1) имеет следующий вид:

или где (N ц ) – вектор-столбец наблюдаемых значений результативного признака (относительное значение циклов малоцикловой усталости);

[X ] – матрица наблюдаемых значений аргументов (параметры последействия лазерной резки); ( ) – вектор-столбец неизвестных коэффициентов регрессии, которые не обходимо определить. В первом столбце матрицы [ X ] указывается единица при свободном члене 0, т.к. предполагается, что существует переменная последействия лазерной резки, которая во всех наблюдениях принимает значения, равные единице.

Для оценки вектора-столбца ( ) использован метод наименьших квадратов, согласно которому в качестве оценки принимают векторстолбец, минимизирущий сумму квадратов отклонений наблюдаемых значений матрицы N ц от их модельных значений:

ратная матрице [ X ] [ X ].

Реализация алгоритма пошагового регрессионного анализа для результатов испытаний на малоцикловую усталость партий образцов толщиной =3 мм и =1 мм привела к следующим регрессионным уравнениям:

N ц ( = 3 ) = 0,202 + 0,257 H (20 )ЗТВ + 1,121t ЗТВ 18,863Rz, (5) Для последующей реализации предложенного метода необходимо было бы при уже известных регрессионных коэффициентах i определить те оптимальные параметры последствия лазерного излучения ( H (20 )ЗТВ opt, t ЗТВ opt, Rz opt ), которые обеспечивали N ц max и были бы структурно связаны (регрессионными зависимостями, полученными в результате серии экспериментов) с относительными параметрами лазерного излучения (V, P, W ) – косвенными факторами снижения долговечности. Для чего, как уже отмечалось выше, необходимо большое количество трудоемких испытаний, требующих существенных затрат времени и средств.

Для поиска оптимальных параметров последствия лазерного излучения ( H (20 )ЗТВ opt, t ЗТВ opt, Rz opt ), которые бы обеспечивали N ц max, была сформулирована, а затем решена задача оптимизации линейного математического программирования [10] в интервалах изменения таких параметров:

Для регрессионных уравнений (5) – (6), полученных в результате испытаний на малоцикловую усталость партий образцов толщиной =3 мм и =1 мм после лазерного раскроя, интервалы изменения величин параметров были равны соответственно:

Решение задач данного класса не носит принципиальных трудностей, а их алгоритмы изложены в литературе, например, в работе [10].

Проанализируем результаты нахождения решения задачи максимизации (7) для всех партий образцов (табл. 4 и 5) толщиной =3 мм и =1 мм при нахождении оптимальных параметров H (20 )ЗТВ, t ЗТВ, Rz в заданных интервалах поиска (9) и (10) (табл. 6).

Как следует из табл. 6, для образцов алюминиевых сплавов толщиной =3 мм, вырезанных лазером, следует ориентироваться на H (20 )ЗТВ opt =2; t ЗТВ opt =0,133; Rz opt =3,667·10-3, а для образцов сплаH (20 )ЗТВ opt =0,9;

t ЗТВ opt =0,155; Rz opt =0,015.

Таблица 6 – Результаты нахождения оптимальных параметров последствия лазерного раскроя H (20 )ЗТВ, t ЗТВ, Rz для партий алюминиевых образцов толщиной =3 мм и =1 мм Оптимальные параметры режима лазерной резки Толщина Относительная Относительная Относительная целевой партий алюшероховатость функции миниевых образцов Проанализируем возможность нахождения параметров лазерного излучения V, P, W, которые бы обеспечивали уровень максимальной относительной малоцикловой усталости N ц max, соответствующей оптимальным значениям последствия лазерного раскроя H (20 )ЗТВ opt, t ЗТВ opt, Rz opt или любым другим их значениям, полученным после лазерного раскроя.

Для этого сначала были получены аналогичные по структуре (1) множественные регрессионные модели, связывающие уровень максимальной относительной малоцикловой усталости N ц max с параметрами лазерного излучения V, P, W (см. табл. 2 и 3). В результате реализации алгоритма пошагового регрессионного анализа получены следующие выражения:

Учитывая, что левые части (относительная малоцикловая усталость) регрессионных зависимостей (5) (6) и (11) (12) равны, то очевидно имеет место соответствие или бинарное отношение между множеством параметров последствия лазерного раскроя N ц ( H (20 )ЗТВ, t ЗТВ, Rz ) и множеством параметров непосредственно лазерного излучения N ц (V, P, W ):

Так, для полученного максимального уровня относительной малоцикловой усталости N ц max и соответствующих ему оптимальных параметров последствия лазерного раскроя H (20 )ЗТВ opt, t ЗТВ opt, Rz opt для всех партий алюминиевых образцов толщиной =3 мм и =1 мм могут быть получены комбинации соответствующих им режимов лазерного излучения V, P, W. Проанализируем результаты нахождения этих комбинаций V opt, P opt, W opt для всех партий образцов в интервалах изменения параметров:

Для регрессионного уравнения (11) эти величины соответственно были равны:

Сужение возможных комбинаций для параметров режима лазерной резки было осуществлено путем исключения заведомо нерациональных режимов лазерной резки: предпочтения отдавались тем режимам, которые обеспечивали максимальную производительность V opt V max при минимальных энергозатратах W opt W min.

Например, в результате лазерного раскроя алюминиевых образцов толщиной =3 мм были получены следующие относительные параметры последствия: H (20 )ЗТВ =1,7; t ЗТВ =0,1; Rz =6,667·10-3. Предложенная практическая реализация экспериментально-теоретического метода оптимизации параметров процесса лазерной резки образцов материалов из алюминиевых сплавов по критерию максимальной долговечности N ц позволяет:

по зависимости (5) сразу (не проводя трудоемких экспериментов) определить долговечность панели при относительной малоцикловой усталости N ц max = 0,626;

определить соответствующие этой долговечности такие параметры лазерного излучения: V =0,677; P =1; W =0,953 или V =0,976;

P =1; W =0,889.

1. Проведены испытания на относительную долговечность семи партий образцов, изготовленных лазерным лучом из алюминиевого сплава Д16АТ толщиной =1 мм и =3 мм при различных режимах резания, для которых определены относительные параметры последствий режимов H (20 )ЗТВ, t ЗТВ и Rz, на основе которых с помощью множественных линейных моделей регрессионного анализа решена задача математического программирования.

2. В результате решения этой задачи впервые по критерию максимальной долговечности установлены диапазоны интервалов оптимальных параметров лазерного резания и соответствующих им факторов его последствия, уровни относительной малоцикловой усталости при толщине образцов =1 мм и =3 мм.

3. С учетом предпочтительности оптимальных режимов лазерной резки, обеспечивающих выполнение критерия максимальной производительности процесса Vopt Vmax при минимальных энергозатратах (Wopt Wmin ) получено сужение возможных комбинаций для этих параметров путем исключения не отвечающих данному критерию.

Полученный результат позволяет, не проводя трудоемких экспериментов, определить относительную долговечность панели по факторам последствия процесса и соответствующие ей параметры лазерной резки.

1. Гайдачук В.Е. Анализ эффективности технологии лазерной обрезки листовых деталей из алюминиевых сплавов в авиационном производстве / В.Е. Гайдачук, А.И. Костенко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац.

аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Х.: ХАИ, 2010. – Вып.

2(62). – С. 85 – 97.

2. Опыт эксплуатации лазерных и плазменных установок для резки на американских заводах / htpp://www.plasma.mk.ua/a exp.php.

3. Панченко В.Я. Лазерные технологии обработки материалов, создаваемые в ИПЛИТ РАН / В.Я. Панченко, В.В. Васильцов, В.С. Голубев //Физика и технология лазерной обработки материалов: сб. тр. ИПЛИТ РАН, 2005. – С. 191 – 197.

4. Костенко А.И. Микроструктурный анализ зоны термического влияния после лазерной резки образцов листовых материалов и их механические характеристики / А.И. Костенко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. трудов Нац.

аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 46.– Х.: ХАИ, 2010. – С. 114 –127.

5. Гайдачук В.Е. Экспериментально-теоретический метод оптимизации параметров процесса лазерной резки образцов материалов из алюминиевых сплавов по критерию максимальной долговечности / В.Е. Гайдачук, А.И. Костенко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 48. – Х.: ХАИ, 2010. – С. 53 – 61.

6. Костенко А.И. Многоуровневый алгоритм оптимизации режимов лазерного раскроя заготовок силовых панелей планера самолета в серийном производстве / А.И. Костенко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4(64). – Х.: ХАИ, 2010.

– С. 30 – 42.

7. Степанов М.Н. Усталость легких конструкционных сплавов / М.Н. Степанов, Е.В. Гиацинтов. – М.: Машиностроение, 1973. – 320 с.

8. ГОСТ 25.502-79. Расчеты и испытания на прочность в машиностроении. Методы механических испытаний металлов. Методы испытаний на усталость. – М.: Изд-во стандартов, 1986. – 34 с.

9. Белецкий В.М. Алюминиевые сплавы (состав, свойства, технология, применение): справ. / В.М. Белецкий, Г.А. Кривов; под общ. ред.

акад РАН И.Н. Фридляндера. – К.: «КИМИНТЕХ», 2005. – 365 с.

10. Лесин В.В. Основы методов оптимизации / В.В. Лесин, Ю.П. Лисовец. – М. : МАИ, 1998. – 344 с.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. А.Г. Гребеников, Национальный аэрокосмический университет УДК 678-419.8:629.7.002.72 В.А. Коваленко, канд. техн. наук,

ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕРМОРАЗМЕРОСТАБИЛЬНОСТИ ФЕРМЕННЫХ

КОНСТРУКЦИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Одним из основных направлений развития космических аппаратов (КА) «службы» Земли являются:

• повышение точности ориентации КА на наземные ориентиры;

• повышение разрешающей способности целевой аппаратуры.

Указанные тенденции накладывают определенные требования и на конструкцию КА, т.е. требуют более точной и более стабильной «привязки» целевой аппаратуры к датчикам ориентации КА.

На примере развития космических аппаратов разработки ГКБ «Южное» можно оценить эволюцию требований, предъявляемых к взаимной привязке целевой аппаратуры и датчиков ориентации. Для КА разработки 60-х годов ее величина составляла 30 угл. мин (КА «11Ф619»), на КА разработки 80-х годов – 15 угл. мин (КА «11Ф644»), на КА разработки 90-х годов – 2 угл. мин (КА «Лыбидь»), на КА разработки 2000 года – 4 угл. с (телескоп КА «Сич-2»).

эксплуатации КА на орбите являются температурные деформации конструкции вследствие постоянно действующих термоциклов «нагревохлаждение». По этой причине и возник закономерный интерес как отечественных, так и зарубежных космических фирм к новым конструкционным материалам, обладающим низкой температурной деформируемостью. Такими материалами являются инварные сплавы и углепластик. Если инварные сплавы имеют плотность 8 г/см3, то этот параметр у углепластика составляет 1,45 г/см3. К тому же этот материал обладает высокими упруго-прочностными характеристиками.

Именно эти свойства углепластика позволяют использовать его в размеростабильных ферменных конструкциях КА [1]. Однако до настоящего времени недостаточно изучено влияние факторов космического пространства на свойства углепластика с течением времени.

Исходя из выше сказанного, для успешного использования углепластика в качестве материала силовых конструкций космического аппарата необходимо изучить влияние термоциклов на изменение геометрических параметров конструкций из углепластика в течение длительного времени.

Цель работы – исследование и оценка влияния тепловых нагрузок различной интенсивности и длительности на размеростабильность ферменных конструкций для космических аппаратов.

Разработка конструктивно-компоновочной схемы Использование углепластика в качестве конструкционного материала преследует две основные цели:

- снижение массы;

- повышение терморазмеростабильности.

проектировании КА, то повышение размеростабильности является частной задачей [2]. В ряде случаев устраивает размеростабильность конструкций, изготавливаемых из алюминиевых сплавов, хотя последние имеют коэффициент линейного термического расширения (КЛТР) на 1-2 порядка более высокий, чем у углепластика. Однако, при проектировании несущей фермы телескопа КА «Сiч-2» рассогласование первоначально полученных размеров (длина фермы ~ 1800 мм) не должно превышать ~ 50 мкм по длине фермы, ~ 20 мкм в поперечном направлении и 2 угл. с по развороту двух торцевых плоскостей.

Учитывая, что КА эксплуатируется на орбите 5…15 лет в диапазоне температур ~±50°С (для наружных несущих приборных ферм), становится понятным озабоченность разработчиков ферм необходимостью сохранения размеров в течение столь длительного времени эксплуатации, что требует проведения ресурсных испытаний в реальном масштабе времени с поочередным нагревом и охлаждением фермы. Учитывая отсутствие методик имитации космических условий, предполагается нагрев и охлаждение фермы производить на несколько завышенные температуры, чтобы ускорить появление деформаций фермы. При выборе конструктивно-силовой схемы экспериментальной фермы, предназначенной для ресурсных испытаний, руководствовались следующими требованиями:

- использование наиболее перспективных технологий, а именно – автоматизации процесса намотки волокна;

- применение перспективных форм конструктивных элементов фермы в виде трубы прямоугольного сечения с фитингами с ортогональными лучами;

- выбор конструктивно-силовой схемы фермы, обладающей максимальной жесткостью, обеспечиваемой наличием диагональных раскосов на каждой грани фермы;

- выбор простой конструктивно-компоновочной схемы фермы в форме параллелепипеда.

Наличие раскосов затруднит установку приборов во внутрь фермы, но для сохранения высокой размеростабильности этим фактом можно пренебречь.

В связи с тем, что предполагается производить замеры между торцами фермы микрометром (цена деления – 1 мкм), по торцам фермы были установлены восемь подпятников (по четыре с каждого торца), изготовленных из инварного сплава.

Габаритные размеры модельной фермы: 508508834 мм.

Конструкционный материал: углепластик УП-УКН-5000/ЭДТ-10П.

Сечения труб: 5050 мм.

Толщина стенки труб: 1,5 мм.

Фитинги трехлучевые, с ортогональными лучами.

Крепление раскосов производится с помощью приклеиваемых скрепляющих углепластиковых накладок. Накладки дополнительно скрепляются с трубами с помощью ниточных бандажей.

Выбор материалов и технологии изготовления.

Традиционными материалами для изготовления ферменных конструкций являются сплавы алюминия. Однако современные требования, предъявляемые к фермам, используемым на космических летательных аппаратах (минимальная масса, максимальная жесткость, минимальная деформируемость при прохождении цикла «нагревохлаждение»), предполагают применение нового класса материалов – композиционных пластиков на основе стекло-, угле- или органонаполнителей [3]. В табл. 1 приведены характеристики указанных материалов в сравнении с алюминиевым сплавом.

Таблица 1 – Характеристики композиционных материалов в сравнении Стеклопластик Органопластик ЖСВМ-5+ЭДТ- Углепластик Алюминиевый сплав АМг- Как видно из данных, представленных в таблице, для выполнения требований по минимальной массе конструкции предпочтительнее применение органопластика и углепластика, имеющих плотность 1,35 и 1,45 г/см3 соответственно. В то же время углекомпозиты обладают существенно более высоким модулем упругости как по отношению к органопластикам, так и еще в большей степени по отношению к АМг-6.

Кроме того композиты на основе углеродных волокон обладают минимальным КЛТР, более чем в 30 раз меньшим, чем у АМг-6, что при правильном использовании данного свойства может позволить существенно повысить термостабильность конструкций [4]. Таким образом, для изготовления размеростабильной фермы из композиционных материалов наиболее целесообразно использовать композит на основе углеродных волокон.

Опираясь на опыт создания изделий из композиционных материалов ГКБ «Южное», в качестве матрицы для углеродных волокон наиболее предпочтительно использовать связующее эпоксидного класса, поскольку именно эпоксидные связующие обеспечивают получение композитов с наиболее высокими упруго-прочностными свойствами.

Проведенный анализ конструкции фермы показал, что ее целесообразно расчленить для изготовления на следующие основные детали: стержни, фитинги, пластины и разбить технологический цикл изготовления фермы на два основных этапа: изготовление комплектующих и сборочные работы.

Стержни и фитинги изготавливались из углеродного жгута УКН/5000, пропитанного эпоксидным связующим ЭДТ-10 «мокрым»

способом методом автоматизированной намотки на станке с числовым программным управлением.

С целью снижения КЛТР стержней был проведен анализ ранее разработанных схем армирования. Для оптимизации схемы армирования угол укладки изменяли от 0° до ±4°. Для достижения толщины стенки стержня 1,5±0,1 мм укладывалось 8 продольных слоев.

Намотка стержневых элементов с углами армирования, отличными от 0°, позволила производить укладку армирующего материала на ребрах оправки, тем самым равномерно распределяя материал по всей ее поверхности. Количество лент в слое составляло 44, а количество жгутов в ленте – 2. Контроль КЛТР проводился в диагностической отраслевой лаборатории голографии Днепропетровского национального университета им. О. Гончара (ДОЛГ ДНУ). Результаты данных испытаний приведены в табл. 2.

Стержневые элементы отличались друг от друга только длиной и формой торцевой части. Длина стержней в зависимости от местоположения в ферме изменяется от 407 до 784 мм. Размеры поперечного сечения составляют 50х50х1,5 мм.

Таблица 2 – Результаты испытаний стержней на КЛТР Фитинги в модельной ферме трехлучевые объемные с длиной луча 103 мм.

Материал фитинга такой же, как у стержней. Соединение «стержень-фитинг» осуществляется по внутренней поверхности луча фитинга. Схема армирования определялась по технологии Восточноукраинского национального университета им. Владимира Даля (ВНУ) (см. табл. 3).

Накладки изготавливались из углепластика УП-ЛУ-П/ЭДТ-10П (наполнитель – лента ЛУ-П-0,2, связующее – ЭДТ-10П). Схема армирования: 2/0° + 3/60° + 3/-60°+ 3/0° + 3/-60 °+3/60 °+ 2/0°.

давлением (0,01–0,02 МПа ) и при температуре 20-30°С, время окончательного отверждения составляло 18 – 24 часа.

При выборе схемы армирования учитывались следующие критерии:

- обеспечение минимального КЛТР;

- обеспечение регламентируемой прочности.

Восточноукраинского национального университета им. Владимира Даля провел работы по выбору оптимальной схемы армирования с точки зрения обеспечения минимального КЛТР [5]. Можно привести комплексную таблицу (табл. 3), составленную по результатам исследований [5], отражающую зависимость КЛТР, прочности и массы полых стержней сечением 5050 мм (толщина стенки – 1,5 мм) от схемы армирования.

Анализ таблицы показывает, что схемы № 8 и № 11 обладают более низким КЛТР. Схема № 2 является наиболее близкой к схеме армирования волокна, используемой при изготовлении фермы КА «Либiдь». На основании таблицы можно сделать вывод, что при незначительной потере прочности (21% при сравнении схем № 2 и № 8) КЛТР уменьшается в 7,7 раза.

Таблица 3 – Выбор схемы армирования стержней 1/90°+3/0°+1/90°+2/0°+1/90° 2/0°+1/90°+2/0°+1/90°+2/0° 2/3°+1/90°+2/3°+1/90°+2/-3° 1/80°+3/3°+1/90°+3/-3°+1/80° 1/80°+2/3°+1/80°+2/3°+1/80°+2/3°+1/80° При выборе схемы армирования модельной фермы за основу была принята схема №11. Учитывая, что ферма сечения трубы квадратная, то для того, чтобы волокна не «сползали» с ребра трубы, принимается геодезическая намотка с малым углом.

Модельная ферма представляет собой клееную стержневую конструкцию. Конструктивно–технологически модельную ферму можно разделить на следующие составные части: каркас, состоящий из двух оснований, соединенных боковыми стержнями и усиливающих элементов (подкрепляющих стержней, накладок, бандажей).

Сборка фермы производилась по технологическому процессу, в котором реализована следующая последовательность операций:

• сборка оснований каркаса;

• сборка каркаса;

• вклейка подкрепляющих стержней;

• вклейка накладок;

• намотка бандажей;

• сверловка отверстий в основаниях под установку бобышек;

• вклейка бобышек.

обеспечиваются точностью сборки каркаса. Требования по точности сборки оснований (неплоскостности, геометрическим размерам) обеспечены сборочной оснасткой.

Оснастка представляет собой плиту (с неплоскостносью поверхности не более 0,05 мм) с закрепленной на ней рамкой.

Внутренние размеры рамки соответствуют геометрическим параметрам основания фермы.

обеспечиваются при сборке каркаса.

При сборке оснований с боковыми стержнями высота фермы выдерживается с точностью ± 0,2 мм, контроль производится замером расстояния между поверхностями оснований по четырем плоскостям микрометрическим инструментом.

При сборке фермы использовался клей «холодного» отверждения К–153.

Разработанная технология обеспечила сборку модельной фермы в соответствии с регламентируемыми требованиями.

Разработка методики тепловых испытаний модельной фермы Конструкция разрабатываемого ГКБ «Южное» орбитального телескопа такова, что его основные оптические элементы (зеркала, линзы, фотоприемники) монтируются непосредственно на каркасе.

Эффективность работы телескопа, качество полученного изображения как уже отмечалось выше, в значительной степени зависит от стабильности оптической системы, т.е. от размеростабильности каркаса.

Поэтому требования к размеростабильности каркаса телескопа существенно повышены. В связи с этим большой интерес вызывает применение углепластиковых материалов в качестве основных элементов каркаса. Но, наряду с очевидными преимуществами по сравнению с металлами (малая масса, более низкий КЛТР), композиционные материалы обладают рядом недостатков, которые сдерживают их широкое применение в практике космического аппаратостроения. Один из них – отсутствие достаточного опыта долговременной эксплуатации конструкций из углепластика в условиях воздействия космического излучения, значительного и многократного знакопеременного термонагружения.

С целью накопления такого опыта была изготовлена модельная ферма, имитирующая каркас телескопа, основных его частей и соединительных элементов. Модельная ферма представляет собой конструкцию из углепластиковых труб с габаритными размерами 834х508х508 мм (рис. 1). В процессе изготовления на ее торцевых поверхностях устанавливаются металлические опоры из инвараметалла, имеющего КЛТР, близкие к КЛТР углепластика.

Контрольные поверхности опор выполняются полированными.

термоциклических нагружений модельной фермы различной интенсивности и продолжительности. Для оперативной оценки влияния различных видов нагрузок на геометрические параметры фермы возникла необходимость в создании методики и соответствующего инструмента, позволяющего измерить изменение габаритных размеров фермы с точностью до 2 мкм и угловых деформаций с точностью до двух угловых с.

В ДНУ разработана методика измерения угловых деформаций модельной фермы при тепловых испытаниях. Указанная методика предполагает прямое измерение изменений линейных размеров фермы между контрольными поверхностями, расположенными на одном продольном стержне 1 и 1, 2 и 2, 3 и 3, 4 и 4 (рис. 1), с помощью специально разработанного и изготовленного микрометра (рис. 2).

Рисунок 1 – Конструкция модельной фермы 1 – инваровые стержни; 2, 3 – микрометричные головки;

Он состоит из двух инваровых стержней 1, двух микрометричных головок 2 и 3, двух ложементов 4 и 5 и блока термопар 6. Этот микрометр позволяет производить замер изменений линейных размеров стержней, имеющих размер 800 – 850 мм.

Для периодической поверки микрометр комплектуется двумя эталонами длиной 800 мм диаметром 20 мм и законцовками, аналогичными опорам, изображенными на рис. 2. Эталон 1 из инвара предназначен для поверки микрометра. Эталон 2 изготавливается из стали и предназначен для поверки измерительной системы в целом.

Микрометр и эталоны хранятся в специальном футляре при стабильной температуре.

Т=20+0,1С. Температура поддерживается автоматически системой электронагревателей и контролируется с помощью двух термопар. Одна из них измеряет температуру воздуха в зоне измерений, другая – температуру микрометра. Для проведения замеров ферма устанавливалась в микрометр в соответствии с рис. 3.

Рисунок 3 – Схема установки модельной фермы В процессе исследований ферма подвергалась воздействию тепловых нагрузок – циклам нагрева от +20 до +65С. После каждых циклов нагрева ферма термостабилизировалась в течение суток при температуре Т=20+0,1С, после чего проводились замеры.

Под угловыми деформациями фермы в данной методике понимаются изменения углов m, изображенных на рис. 4.

Рисунок 4 – Определение угловых деформаций фермы Угловые деформации вычисляются по формуле где l kj – расстояние, мм, между центрами опор труб с номерами k и j;

Lcp.m – среднее значение приращения длины j-го стержня на m-м этапе испытаний, измеренное в микрометрах.

Для исключения из рассмотрения факторов, связанных с линейным температурным расширением элементов фермы и измерительной системы, измерения проводились всегда при одной и той же температуре – 20 + 0,1оС на специально организованном измерительном участке.

Методика устанавливает правила и порядок проведения измерения изменений линейных размеров фермы, правила вычисления изменения угловых размеров, а также требования к рабочему месту и персоналу.

Разработанная методика удовлетворяет регламентируемым требованиям и позволяет измерить линейные изменения размеров фермы с точностью до 2 мкм и угловые деформации с точностью до двух угловых с.

Работоспособность методики была подтверждена при анализе изменений геометрических параметров фермы, произошедших после серии термоциклических нагружений.

Тепловые испытания модельной фермы и их результаты Проведены термоциклические испытания модельной фермы.

Каждый цикл нагружений включал в себя нагрев фермы от температуры 20 до 65С, выдержку в печи при температуре 65С в течение 1 часа и последующее охлаждение до 20С.

После проведения термоциклирования производились измерения изменений геометрических параметров модельной фермы в соответствии с разработанной методикой. Результаты измерений приведены в табл. 4.

Таблица 4 – Результаты измерения изменений геометрических параметров модельной фермы после проведения первого этапа Температура проведения опор труб с номерами k и j, мм Удлинение продольных Угловые деформации фермы, По результатам измерений вычисляются средние значения удлинений четырех стержней, КЛТР и угловых деформаций на одном этапе термоциклирования по формулам где L – длина продольных стержней; T1, T2 – начальная и конечная температура нагрева фермы.

Полученные расчетные значения средних суммарных КЛТР и средних суммарных угловых деформаций для 24-х этапов термоциклирования представлены в табл. 5, а также на графиках ср = f (t ) (рис. 5) и ср = f (t ) (рис. 6).

Таблица 5 – Средние суммарные КЛТР и угловые деформации Этапы циклирования Аппроксимация экспериментальных данных позволила получить зависимости КЛТР стержней и угловых деформаций фермы от длительности термоциклирования в виде Анализ зависимости КЛТР стержней фермы от длительности термоциклирования показывает, что с увеличением количества термоциклов растет и абсолютная величина термических деформаций, то есть происходит термостабилизация, причем начиная примерно с 10…12 этапа термоциклирования изменение закона термического деформирования становится незначительным. Это показывает необходимость введения в процесс изготовления элементов размеростабильных конструкций такого технологического процесса, как предварительное термоциклирование. Угловые деформации фермы от длительности термоциклирования практически не зависят и остаются постоянными на уровне – 0,8 угл.с в течение всего периода термического нагружения.

Рисунок 5 – Зависимость КЛТР стержней фермы от длительности термоциклирования Рисунок 6 – Зависимость угловых деформаций фермы от длительности термоциклирования Результаты исследований термических деформаций практически всех основных классов арматуры и однонаправленных углеродных композиционных материалов (УКМ) на их основе показывают, что эти материалы обладают существенно низким уровнем термических деформаций по сравнению с традиционно применяемыми материалами [6 – 8].

Существенная анизотропия упругих и теплофизических характеристик однонаправленных УКМ позволяет создавать многонаправленные структуры с прогнозируемыми в любом направлении свойствами [9]. Это иллюстрирует широкие перспективы применения УКМ в размеростабильных конструкциях и возможности управления законом их термического деформирования при наложении ограничений на прочность и жесткость.

1. При использовании углепластика в качестве конструкционного материала можно снизить массу фермы в 1,7…2,8 раза по сравнению с изготовленной из алюминиевого сплава.

2. Испытания на тепловую деформацию показывают, что линейные и угловые деформации фермы в ~ 7 раз меньше, чем аналогичной, изготовленной из алюминиевого сплава АМг6.

3. Доля углепластика для большинства ферм составляет 47…64%, что свидетельствует о наличии резервов дальнейшего совершенствования ферм по массе и термостабильности.

4. В ДНУ и ГКБ «Южное» совместно разработаны методика и испытательное оборудование, позволяющие с высокой точностью определять КЛТР углепластиковых стержней (точность определения С). Методика основана на голографической интерферометрии и на порядок точнее традиционных, использующих в качестве измерительного средства микроскоп.

5. В ВНУ и ГКБ «Южное» совместно разработана оптимальная схема армирования трубчатых стержней, позволяющая на порядок снизить их КЛТР и довести его до уровня лучших марок инварных сплавов.

6. Для определения степени деформации углепластиковых ферменных конструкций с течением времени при воздействии предельных температур изготовлена модельная ферма и проведены ее ресурсные испытания, на которых она подвергалась воздействию циклов теплового нагружения по схеме 20С 65С 20С, в результате которых получены зависимости КЛТР стержней и угловых деформаций фермы от длительности термоциклирования.

7. Установлено, что с увеличением количества термоциклов происходит термостабилизация. Это показывает необходимость введения в процесс изготовления элементов размеростабильных конструкций предварительного термоциклирования.

8. Показано, что угловые деформации фермы практически не зависят от длительности термоциклирования и остаются постоянными в течение всего периода термического нагружения.

1. Гаврюсев В.И. Размерная стабильность материалов и элементов конструкций: обзор. / В.И. Гаврюсев. – Л.: ЦНИИ «Румб», 1990. – 112 с.

однонаправленных композитных материалов с малым температурным коэффициентом линейного расширения / В.И. Вышванюк, В.Т. Алымов // Механика композитных материалов. – 1985. – № 2. – С. 357 – 360.

3. Плуме Э.З. Термическое деформирование композита, армированного гибридными ткаными лентами / Э.З. Плуме, В.М. Пономарев // Механика композитных материалов. – 1988. – №3. – С.392 – 401.

4. Кирулис Б.А. Методика проектирования оптимальной структуры несущих стержней из углепластика с учетом термического расширения / Б.А. Кирулис // Механика композитных материалов. – 1982. – С. 61 – 67.

5. Оптимизация технологии формообразования намоткой размеростабильных трубчатых элементов / И.В. Малков, Ю.М. Тарасов, В.Н. Рыбаков, В.И. Воскобойников // «Теория и практика технологии производства изделий из композиционных материалов и новых металлических сплавов»: тр. 5-й Московской Междунар. конф., 24 – апреля 2007 г., МГУ – М.: SAMPE-Европа, НИАТ. – С. 403 – 408.

6. Кочетков В.А. Термическое деформирование однонаправлено армированных гибридных композитов. Сообщение 1 / В.А. Кочетков, Р.Д. Максимов // Механика композитных материалов. – 1989. – № 2. – С. 229 – 236.

7. Углеродные волокна и углекомпозиты / под. ред. Э. Фитцера. – М.: Химия, 1988. – 336 с.

размеростабильных конструкций / А.В. Суханов, В.А. Лапоткин, В.Я. Артемчук., Л.А. Соболь // Механика композитных материалов. – 1990. – № 4. – С. 599 – 604.

9. Гурвич М.Р. Влияние схемы армирования на прочность многонаправленных углепластиков при одноосном нагружении / М.Р. Гурвич, А.В. Суханов // Механика композитных материалов. – 1989.

– № 2. – С.346 – 348.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.Е. Гайдачук, Национальный аэрокосмический университет

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОДОЛЬНО-СЖАТЫХ СТЕРЖНЕЙ

ПЕРЕМЕННОЙ ЖЕСТКОСТИ

Оценивание несущей способности конструкции помимо прочностного расчета должна включать вопросы устойчивости всей системы и отдельных ее элементов. В первую очередь это очень важно для самолетостроения, так как многие элементы конструкции планера работают на сжатие и могут потерять устойчивость при напряжениях, значительно меньших, чем разрушающие [1].

В большинстве конструкций применяются стержни с неизменной по их длине жесткостью, а для уменьшения массы целесообразно использовать стержни переменной жесткости. Такие стержни рассматривались в источниках [2, 3], но стержни металлические, изготовление которых – сложный и дорогостоящий процесс.

Развитие технологии изготовления изделий из композиционных материалов (КМ) привело к тому, что стало возможным получение конструкций различной формы, при этом сам процесс получения таких изделий значительно проще и экономичнее, нежели аналогичных металлических. Например, такие изделия можно получить путем подмотки пултрузионного стержня, либо методом ручной выкладки по шаблонам и т.п.

При эйлеровой форме потери устойчивости критическую силу определяют из дифференциального уравнения изогнутой оси, справедливого для любого участка стержня, в пределах которого продольная сила неизменна [3]:

v( x ) – форма изгиба оси стержня;

где EI – жесткость стержня;

P – сжимающая нагрузка.

При расчете стержня переменного сечения (рис.1) уравнение (1) становится однородным дифференциальным уравнением четвертого порядка с переменными коэффициентами.

Рисунок 1 – Продольно-сжатый стержень переменной жесткости Аналитически такого вида уравнения (1) решаются очень редко, и чаще всего прибегают к использованию приближенных методов, к которым относится и энергетический метод Ритца – Тимошенко.

Согласно этому методу изначально задаются предполагаемой формой изгиба в виде суммы функций с неопределенными множителями ai (i=1,...,n) [3]:

Здесь под fi понимаются функции от x, удовлетворяющие геометрическим граничным условиям задачи, т.е. таким, которые относятся к прогибам и углам поворота, независимо от ai.

Формула полной потенциальной энергии стержня имеет вид [3] Разрешающие уравнения для определения критических усилий представляют собой такую систему:

Определитель системы уравнений (4) содержит нагрузку в степени n. Решая эту систему, получаем n значений P. Наименьший корень и будет искомым критическим усилием [2].

Теперь, если в (3) подставить (2), выражение (4) после некоторых преобразований можно записать в виде Выражение (5) представляет собой систему линейных алгебраических уравнений. Если учесть, что ai0, то решение (5) будет существовать только в том случае, если i=k и если определитель, состоящий из коэффициентов при ai, будет равен нулю [2].

Представляет интерес сравнение уровня критической сжимающей силы стержней с постоянной и переменной жесткостью одной и той же массы.

Рассмотрим несколько типовых форм изменения жесткости, найдем оптимальную для каждого варианта и подберем форму прогиба для стержней с различными условиями закрепления концов.

Во всех вариантах подбора формы прогиба ограничиваемся четырьмя членами ряда, так как этого достаточно для его сходимости.

Погрешность составляет менее 5% [3].

При рассмотрении стержней за EI0 принимается жесткость в сечении x=L/ 2, где L – длина стержня.

Для первого и второго вариантов (таблица) уменьшение массы составляет 22,59 и 15,38% соответственно, а отношение критических усилий стержней с переменной и постоянной структурами КМ равно 2, и 1,63.

На рис. 2 показаны зависимости процента снижения массы от длины стержня.

Рисунок 2 – Зависимость уменьшения массы стержня от его длины:

а – стержень с шарнирным опиранием (вариант 5) и параболической функцией изменения жесткости; б – жестко защемленный с двух сторон стержень (вариант 7); в – жестко защемленный с одной стороны стержень (вариант 6); г – стержень (вариант 8), жестко защемленный с одной и шарнирно закрепленный с другой стороны; д – стержень с шарнирным опиранием (вариант 3) и линейной функцией изменения радиуса; е – стержень с шарнирным опиранием (вариант 4) и линейной функцией изменения толщины стенки Таблица – Варианты рассмотренных продольно-сжатых стержней переменной жесткости На рис. 2 уменьшение массы представляем в виде G1 – масса стержня переменной жесткости;

где G2 – масса стержня постоянной жесткости.

Отношение критической силы Р1 к Р2 зависит от длины стержня и имеет вид, который для вариантов 3 – 8 (см. таблицу) показан на рис. 3.

Рисунок 3 – Зависимость отношения критических сил стержней от их а – стержень с шарнирным опиранием (вариант 5) и параболической функцией изменения жесткости; б – стержень (вариант 8), жестко защемленный с одной и шарнирно закрепленный с другой стороны; в – жестко защемленный с двух сторон стержень (вариант 7); г – жестко защемленный с одной стороны стержень (вариант 6); д – стержень с шарнирным опиранием (вариант 3) и линейной функцией изменения радиуса; е – стержень с шарнирным опиранием (вариант 4) и линейной функцией изменения толщины стенки Для девятого варианта (см. таблицу) уменьшение массы не зависит от его длины и составляет 27,5%.

Отношение критической силы Р1 стержня переменной жесткости к критической силе Р2 стержня постоянной жесткости при одинаковых их массах также остается постоянным, т.е. не зависит от длины, и составляет 2,51.

Разработана методика определения критических усилий для стержней переменной жесткости и составлено программное обеспечение для ее реализации. Подобраны оптимальные формы стержней. Показано, что уровень снижения массы для всех рассматриваемых форм стержней при шарнирном закреплении составляет 15…30%, при других схемах опирания – до 8%.

Величина критических усилий для стержней с шарнирным опиранием и переменной жесткостью в 1,5 – 2,5 раза больше критических усилий стержня постоянной жесткости. В остальных случаях увеличения критических усилий не наблюдалось.

Учитывая простоту изготовления стержней с переменной жесткостью из КМ, их применение для уменьшения массы конструкции целесообразно и достаточно эффективно.

1. Дибир А.Г. Устойчивость продольно сжатых стержней / А.Г. Дибир, О.В. Макаров, Н.И. Пекельный: учеб. пособие. – Х.: Нац.

аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковского«Харьк. авиац. ин-т», 2008. – 43 с.

2. Вольмир А.С. Устойчивость деформируемых систем / А.С. Вольмир – М.: Наука, 1967. – 984 с.

3. Биргер И.А. Прочность. Устойчивость. Колебания: справ.: в 3 т. – Т. 3 / под ред. И.А. Биргера, Я.Г. Пановко – М.: Машиностроение, 1968. – 568 с.

Национальный аэрокосмический университет

ПРОЕКТИРОВОЧНАЯ МОДЕЛЬ НЕСУЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ

ФЮЗЕЛЯЖА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

Непременным атрибутом любой задачи оптимального проектирования несущей конструкции является выбор проектировочной модели (П-модели, ПМ). Проектировочная модель - это описание структуры искомого объекта (в нашем случае несущей конструкции) в задаче оптимального проектирования, его видовых отличий. Упрощенное описание несущей конструкции содержит также расчетная модель (Р-модель, РМ), но в РМ оно дополняется гипотезами о восприятии конструкцией внешних воздействий. В строительной механике РМ обычно называют расчетной схемой. Если описание несущей конструкции в Р-модели совпадает или близко к таковому в П-модели, то РМ можно назвать согласованной с ПМ.

В большинстве работ Р-модель согласована с П-моделью. Например, во многих случаях и проектировочной, и расчетной моделью являются: 1) балка; 2) стержневая система конкретного типа; 3) композиция конкретных конечных элементов; 4) перекрестно оребренная панель;

5) стрингерно-шпангоутная цилиндрическая оболочка. Только в ПМ перечисленные объекты выступают как тип несущей конструкции, а в РМ – как разновидность расчетной схемы.

Однако в общем случае эти модели не согласованы друг с другом, иногда весьма существенно. В первую очередь это имеет место в системных методах оптимизации несущих конструкций, где обычно применяют не менее двух П-моделей. На уровне системы РМ чаще всего является несогласованной с ПМ, на уровне элементов - согласованной.

Проектировочные модели можно подразделить на естественные и абстрактные. В естественных ПМ несущая конструкция описывается естественным образом, физически узнаваемо. В абстрактных моделях объект описывается либо очень обще, либо вообще не похоже на свой физический прототип. Абстрактные ПМ применяют на начальных этапах проектирования, когда при выборе конструктивно-силовой схемы нужно охватить как можно большее множество таковых.

Примерами абстрактных П-моделей является трехслойная модель, предложенная В.А. Комаровым [1], и дискретная модель Эбнера Беляева, используемая в работе [2] в качестве как проектировочной, так и расчетной. Естественными П-моделями являются «базовый вариант несущей конструкции», «формализованный прототип», описание которых дано в [3], композиция конечных элементов. Работ по использованию последней в качестве ПМ мало и практически все они посвящены крыльям (например, статьи Е.К. Липина).

Вопросы выбора П-моделей при оптимизации тонкостенных несущих конструкций (ТСНК) в литературе рассмотрены недостаточно. Одним из исключений является статья [3], в которой выполнен системный анализ по увязке структуры задач оптимизации ТСНК с этапным процессом реального проектирования авиаконструкций [4].

Оптимизации фюзеляжей посвящено на порядок меньше работ по сравнению с крыльями. Про фюзеляжные ПМ нечего и говорить.

Важно не только сконструировать П-модель, но и убедиться в ее адекватности. Для этого нужно создать программные средства, которые используют как эту ПМ, так и надлежащие методики проверочных расчетов и сходящийся оптимизационный процесс, а затем применить эти пакеты программ к натурным авиаконструкциям с анализом результатов.

Реализация такого подхода для ПМ фюзеляжа пассажирского самолета (ФПС) описана в данной статье. О других подобных работах ее авторам неизвестно. Кроме того, неизвестны работы, где бы так подробно и аргументировано излагалось построение ПМ и РМ в задачах оптимизации ТСНК.

Описание проектировочной модели ФПС Проектировочная модель приближенно аппроксимирует упрощенный вариант проектируемой несущей конструкции (сокращенно УНК).

Убраны все несиловые элементы. От фюзеляжа условно отсоединены прикрепляемые к нему другие агрегаты самолета (крыло, оперение, шасси, двигатели). Большинство резких изломов внешней поверхности сглажены. Низинки рядовых и силовых шпангоутов, если они имеются, заменены горизонтальными балками-перемычками и небольшим числом вертикальных стоек. Устранены наклонные шпангоуты, идущие от узлов крепления киля (если таковые имеются) - их функции выполняют оставшиеся шпангоуты, перпендикулярные оси фюзеляжа. Так же поступаем с продольными сосредоточенными элементами, которые для ФПС не играют существенной роли в восприятии оболочкой общего изгиба и кручения.

Из силовых шпангоутов (СШ) остаются только главные. Это СШ, к которым приложены реакции: 1) от стоек шасси и их подкосов; 2) от узлов крепления крыла; 3) от узлов крепления оперения; 4) от двигателей, крепящихся к фюзеляжу.

Описанная УНК подвергается дальнейшим упрощениям и регуляризации. Отсоединяются носовая часть до первого шпангоута и хвостовая часть, примыкающая к последнему шпангоуту, которые называются законцовками. Конструктивно-технологические исполнения шпангоутов представляются упрощенно.

Схематизируются узлы крепления к фюзеляжу крыла, оперения, шасси, двигателей. Эти агрегаты считаются присоединенными с помощью небольшого числа невесомых опор, присоединяемых только к силовым шпангоутам. Так, присоединение крыла моделируется совокупностью шарнирных опор, расположенных в местах пересечения бортовых нервюр с лонжеронами.

Условно отброшены многочисленные элементы ниш шасси, крепления центроплана к силовым шпангоутам. Убраны технологические стыки. Для масс этих элементов используется статистика. Она же применяется при оценке масс малых вырезов под иллюминаторы, технологические и смотровые лючки, малые аварийные люки.

Вырезы в местах прохождения центроплана через фюзеляж, крепления носовой стойки шасси заменены условными перекрестно оребренными панелями. То же сделано с вырезами под двери, багажные и аварийные люки, относящимися к вырезам средних размеров, а также большими вырезами, если таковые имеются. Аналогичная замена осуществлена для остекления кабины пилотов. Полное устранение из ПМ вырезов является обоснованным приемом для малых и средних и приближенным приемом для больших вырезов. После сходимости итераций поискового метода полученные результаты корректируются с учетом наличия вырезов [5].

Гермошпангоуты и стеночные шпангоуты рассматриваются как балочные шпангоуты с очень большими моментами инерции сечений.

Массы гермошпангоутов определяются из приближенных соотношений.

Стрингеры и шпангоуты при взаимных пересечениях считаем сплошными, крепление их к обшивке - непрерывным.

Считается, что двери всех входов в фюзеляж, крышки люков и лючков, полы пассажирского салона, багажных отделений, пилотской кабины не участвуют в восприятии общего изгиба и кручения. Данные элементы не присутствуют в ПМ – их массы оцениваются с помощью статистики.

Участки оболочки с высокой нерегулярностью набора заменены регулярно оребренными участками. Различия в массах таких участков, вызванные заменой, учитываются статистически.

Рядовые шпангоуты (РШ) могут иметь разные топологии на разных участках фюзеляжа. Всего предусмотрено четыре типа топологии, показанные на рис. 1. В пределах любого отсека топологии всех РШ принимаются одинаковыми (понятие отсека пояснено ниже).

Рисунок 1 - Возможные типы топологии шпангоутов Сечения ободов всех РШ считаются постоянными и одинаковыми.

Такими же предполагаются сечения всех перемычек и сечения всех стоек РШ. Поэтому несмотря на возможные отличия в топологии для РШ требуется подобрать всего три сечения.

Высоты сечений ободов и перемычек силовых шпангоутов вдоль осевых линий могут быть переменными. Сечения каждой стойки СШ постоянны.

Первый и последний шпангоуты ПМ обязательно являются силовыми, что определяется предложенными в [6] интерпретацией дискретной модели и способом формирования РМ (иначе последняя не имела бы по торцам шпангоутов).

Панели могут иметь продольные подкрепления шести типов, показанных на рис. 2 (этот список, соответствующий учебному пособию [7], можно расширить). Здесь ПР-100 - угольник равнобокий, Пр-101 - угольник разностенный, Пр-102 - бульбоугольник, Пр-105 - зет нормальный, Пр-111 - угольник разностенный, Пр-112 - бульбоугольник стрингерный.

Рисунок 2 - Предусмотренные типы продольных подкреплений Для каждого типа стрингера имеется «свое» значение коэффициента K x в соотношении [8] где F x - минимально допустимое значение площади сечения стрингера; обш - толщина обшивки соответствующей панели. Панели считаются клепаными: для лапки стрингера должно выполняться условие где лапки стр - толщина лапки стрингера.

Способ определения коэффициентов K x для различных типов продольных подкреплений описан в работе [8]. В ней же приведены значения этой величины для показанных на рис. 2 типов стрингеров.

Полученный объект и представляет собой П-модель ФПС.

Декомпозиция проектировочной модели Следуя [6], изложим способ расчленения ПМ на крупные подструктуры. Ввиду высокой регулярности П-модель представима совокупностью небольшого числа крупных конечных элементов (КЭ). Разбиение на КЭ проводится так:

1) в поперечном направлении ПМ разбивается на участки, называемые отсеками, и силовые шпангоуты (рис. 3). Каждый отсек должен содержать хотя бы один рядовой шпангоут. Все РШ любого отсека являются равноудаленными. Членение выполняем плоскостями, перпендикулярными оси фюзеляжа. Разграничение соседних отсеков выполняется по обшивке между рядовыми шпангоутами, разграничение отсека и СШ - по границе последнего;

Носовой обтекатель Рисунок 3 - Членение упрощённой несущей конструкции фюзеляжа 2) в продольном направлении периферия (оболочка) ПМ разбивается на ряд полос, названных x-полосами, по длине каждой из которых количество (не менее одного) стрингеров неизменно. Стрингеры любой x-полосы равноудалены. Границы x-полос проходят по обшивке между стрингерами. Размещение x-полос симметрично относительно плоскости симметрии самолета.

Проектировочная модель оказывается расчлененной на крупные КЭ следующих типов: 1) перекрестно оребренные панели; 2) балочные КЭ силовых шпангоутов; 3) стойки СШ; 4) группы балочных КЭ перемычек рядовых шпангоутов; 5) группы стоек РШ. Конечные элементы второго типа образованы пересечениями x-полос с ободами силовых шпангоутов, а также делением перемычек СШ на отдельные элементы. На перемычке КЭ расположены симметрично.

Каждый КЭ четвертого типа представляет собой совокупность балочных элементов, принадлежащих перемычкам РШ одного отсека и взятых по одному для каждого РШ. Объединяются в КЭ четвертого типа элементы, расположенные на своих шпангоутах идентично. Расположение этих КЭ должно быть симметричным относительно плоскости симметрии самолета. Перемычки РШ и СШ следует делить на одинаковое число элементов (для СШ это КЭ второго типа).

Каждый КЭ третьего типа – это одна стойка СШ. Конечные элементы пятого типа образуются аналогично КЭ четвертого типа, но из стоек РШ одного отсека. Стойки дополнительно на элементы не делятся.

Теперь по правилам, изложенным в [6], можно построить дискретную Р-модель, которая является несогласованной с П-моделью. Приведенная в [6] интерпретация этой ПМ позволяет организовать оптимизационный процесс, имеющий характер последовательных приближений.

Адекватность проектировочной модели. Выводы Описываемая ПМ реализована при разработке интегрированного программного средства ЭСПРАНК-5, ориентированного на формирование массы ФПС [5]. Оказалось, что эту ПМ можно также применить для надднищевых частей фюзеляжей гидросамолетов (ФГС), что позволило использовать ее в программном средстве ЭСПРАНК-G, предназначенном для формирования массы ФГС [9].

Упомянутые комплексы программ были проверены при формировании массы более десяти фюзеляжей натурных пассажирских самолетов семейств Ан, Ту, Ил, Як и пяти натурных гидросамолетов. Во всех случаях отличия результатов расчетов по сравнению с реальными массами были приемлемыми, не возникало трудностей с подготовкой исходных данных.

Комплексы и их предыдущие версии использовались на стадиях эскизного проектирования воздушных судов Ан-180 и АН-218, которые остались нереализованными в металле, а также АН-140 и Бе-103. Оказались полезными программные средства также при расчетах массы модификаций типа вставок в фюзеляж.

Предложенная П-модель является естественной, адекватной для несущих конструкций ФПС и надднищевых частей ФГС. Она хорошо соответствует структуре этих объектов и может быть использована на этапе эскизного проектирования.

1. Комаров В.А. О рациональных силовых конструкциях крыльев малого удлинения / В. А. Комаров // Проектирование оптимальных конструкций: сб. науч. тр. КуАИ. – Вып. 32. – Куйбышев: КуАИ, 1968. – С. 6 – 26.

2. Бабенко Л. Д. Методика проектировочных расчетов силовых конструкций с использованием метода сил / Л. Д. Бабенко, М. П. Тепеницын // Тр. ЦАГИ. – Вып. 2476. – М.: ЦАГИ, 1991. – С. 82 – 88.

3. Рябченко В.М. Обоснование потребности в крупноэлементных сдвигово-клеточно-стержневых дискретных моделях тонкостенных конструкций / В.М. Рябченко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Гос. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4. – Х., 1999. – С. 143 - 149.

4. Проектирование самолетов: учеб. для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др.; Мин-во высш. и средн. спец. образования СССР; под ред. С. М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. - 616 с.

5. Лавриненко В. А. Развитие интегрированного программного средства формирования массы фюзеляжа пассажирского самолета / В. А. Лавриненко, В. Д. Первак, В.М. Рябченко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Гос.

аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 5. – Х., 1999. – С. 106 – 110.

6. Рябченко В. М. Интерпретация дискретной модели тонкостенной несущей конструкции, увязанная с оптимизационным процессом / В.М. Рябченко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4 (64). - Х., 2010. – С. 83 - 91.

7. Евсеев Л. А. Расчет на прочность крыла большого удлинения:

учеб. пособие / Л.А. Евсеев; Мин-во высш. и средн. спец. образования СССР. – Х.: ХАИ, 1985. – 106 с.

8. Рябченко В. М. О рядовых продольных подкреплениях при оптимизации фюзеляжных несущих конструкций / В.М. Рябченко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб.

науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4(51). – Х., 2007. – С. 26-36.

9. Лавриненко В. А. Интегрированное программное средство формирования массы фюзеляжа гидросамолета / В.А. Лавриненко, В. Д. Первак, В.М. Рябченко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. Сб. науч. тр. Гос. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Х., 2000. – Вып. 6. – С. 44 – 48.

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

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПТИЦЕСТОЙКОСТИ

ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ САМОЛЕТА

Обеспечение птицестойкости элементов конструкций самолета является важной задачей, от успешного решения которой зависит безопасность экипажа и пассажиров. С 1962 года произошло более 50 серьезных авиационных происшествий, связанных со столкновением самолетов с птицами. Согласно статистическим данным [1], только за период 1990 – 2007 гг. зафиксировано 94743 случая столкновений воздушных судов с птицами. Из 10919 детально документированных столкновений за указанный период, в 13,9% случаев наблюдались различные повреждения. Как правило, они происходили при ударе птиц массой более 0, кг. В большинстве случаев столкновение самолетов с птицами не приводит к серьезным последствиям. Это объясняется прежде всего тем, что конструкции современных самолетов проектируются с учетом возможного столкновения с птицами массой 1,81 кг. Это требование зафиксировано соглашением в рамках Международной организации авиации (ИКАО) [2].

При оценке птицестойкости конструкций самолета большое внимание уделяется натурному эксперименту [3, 4, 5]. Использование птиц при таких испытаниях придает реализм получаемым результатам, но сильно усложняет методику их проведения. Кроме того, возникают проблемы психологического характера. Устранить эти недостатки возможно, используя в испытаниях имитаторы птиц.

В настоящее время отсутствует единый стандарт для имитаторов, применяемых в испытаниях на птицестойкость. Работы по выработке такого стандарта только начаты и проводятся международной группой по исследованию столкновений с птицами [5]. Существующие же имитаторы [4-7] имеют ряд недостатков. Это, прежде всего, невысокая точность воспроизведения ударного импульса, относительно сложная технология изготовления и специальные условия их хранения, а также существенное загрязнение помещений для испытаний.

Настоящая работа подводит итог многолетним исследованиям по созданию имитатора птиц для авиационной промышленности Украины [8-12]. Предлагаемый имитатор не требует особых условий хранения, не загрязняет помещение для испытаний, а его остатки легко утилизируются. В работе приведена конструкция имитатора, а также данные натурных экспериментов по удару имитатором и тушкой птицы по жестким плоским мишеням, по носку киля, а также по элементам остекления.

При соударении реальной птицы с конструкцией в ее теле возникает гидравлический удар [4]. Величина и длительность ударного импульса зависит от скорости соударения, физических и механических характеристик птицы. Для точного воспроизведения ударного импульса необходимо обеспечить соответствие геометрических, физических и механических параметров имитатора и реальной птицы.

В качестве базовой модели при создании имитатора была выбрана курица, поскольку ее параметры (физические и геометрические), близки к усредненным характеристикам птиц массой 1,81 кг [4, 13]. Установлено [4, 13], что средняя плотность птицы составляет 0,9-0,95 г/см3, а плотность ее мышечных тканей – 1,1 г/см3.

В качестве основного компонента имитатора подобрано кремнийорганическое полимерное соединение (силикон) холодного отвердения с плотностью и упругими свойствами аналогичными характеристикам мышечной ткани птицы. Для моделирования полостей и скелета птицы в имитаторе применялся конструктивный элемент, состоящий из соединенных между собой пустотелых пластмассовых шариков. Это позволяло достичь средней плотности имитатора соответствующей средней плотности птицы (0,93 г/см3).

В результате анализа существующих форм имитаторов птиц (прямой цилиндр; цилиндр, сопряженный с полусферами; эллипсоид; шар) и имитатора в виде цилиндра, сопряженного с полусферами, наиболее точно воспроизводит параметры удара, особенно по конструкциям, не имеющим острых краев. Поэтому для изготовления имитатора выбрана форма в виде цилиндра, воспроизведению воздействия птицы на элеменРисунок 1 – Имитатор ты конструкций самолета был проведен комплекс (1 – силикон, экспериментальных исследований, состоящий из – исследование деформаций стальной плиты-мишени при ударе имитатором и тушками птиц на разных скоростях и углах соударения;

– сравнительное исследование характера разрушений киля самолета при ударе имитаторами и птицей;

– исследование деформаций лобового остекления самолета при ударе имитаторами и птицей.

Испытательный стенд состоит из разгонного устройства для метания, тензометрического комплекса и различных мишеней.

Для разгона метаемых объектов применялось пневматическое разгонное устройство АНТК им. О.К. Антонова. Пневматическое устройство (рис. 2) состоит из напорного резервуара 1, заполняемого сжатым воздухом под давлением Р0, специального клапана быстрого выпуска воздуха 2 и ствола 3. Диаметр ствола составляет 150 мм, а базовая длина – 8,4 м. Для метания на высоких скоростях ствол наращивался до длины 14,7 м. Для исключения повреждений имитатора и тушек птиц о канал ствола применялся пыж-контейнер оригинальной конструкции, который отсекался специальным улавливателем.

Рисунок 2 – Принципиальная схема пневматического устройства Для регистрации деформаций плиты использовалась методика и аппаратура, разработанные в ИПМаш НАН Украины. Измерение деформаций проводилось методом динамического широкополосного тензометрирования. Для этого посередине тыльной поверхности мишени наклеивалась розетка тензодатчиков, для этого использовались малобазные (база измерения 1 мм) фольговые тензорезисторы.

На рис. 3 представлена блок-схема применяемой аппаратуры.

Рисунок 3 – Блок-схема системы регистрации деформаций Сигналы с тензодатчиков (2), наклеенных на мишень (1), поступают на тензоусилитель (3), а затем – на измерительно-вычислительный комплекс. В качестве датчика запуска используется один из тензрезисторов (2). При приложении к плите нагрузки он вырабатывает сигнал, поступающий через линию связи и тензостанцию на генератор синхронных импульсов. Генератор синхронных импульсов используется для одновременного запуска всех измерительных каналов при поступлении на него сигнала с датчика запуска. Он выполнен в стандарте КАМАК. Кроме того, в крейте КАМАК (4) расположены генератор тактовых импульсов, аналого-цифровые преобразователи с максимальной частотой тактирования 40 МГц, а также контроллер крейта. Генератор тактовых импульсов используется для подачи одинаковых по величине тактовых импульсов на все каналы измерения. Адаптер, расположенный непосредственно в компьютере (5), и контроллер крейта служат для организации диалога между компьютером и блоками, расположенными в крейте КАМАК.

Тензоусилитель работает на принципе амплитудной модуляции с несущей частотой 1000 кГц.

Измерение деформаций производится по мостовой схеме. Четверть моста находится в измерительной части, четверть – в калибровочной, а оставшаяся половина – в тензоусилителе. Для минимизации тока в измерительной диагонали производится подстройка моста по активной и реактивной составляющим сопротивления.

В качестве мишеней использовалась массивная плита, носок киля, а также элементы лобового остекления самолета.

Внешний вид стенда приведен на рис. 4. Стенд состоит из: опорной конструкции (1); плиты для крепления (2), размером 1000х1000х100 мм, установленной вертикально на опорной конструкции (1); плиты для испытаний (3), размером 700х700х50 мм, закрепленной в плите (2). Крепление плиты (3) имитирует условия шарнирного опирания.

Рисунок 4 – Стенд-мишень (а – вид спереди, б – вид сбоку, Удар метаемым объектом наносился в центр плиты для испытаний (3), которая отодвинута от ствола разгонного устройства на 2 м.

Под точкой удара на тыльную поверхность плиты наклеивалась четырехкомпонентная розетка тензодатчиков. В ходе экспериментов измерялись деформации плиты x, y в направлениях горизонтальной и вертикальной осей.

На первом этапе исследований рассматривались деформации плиты при ударе тушками птиц и имитаторами при = 90. Было проведено 25 экспериментов, в ходе которых анализировались деформации плиты при ударе имитаторами (18 экспериментов) и тушками птицы (7 экспериментов) [8]. В натурном эксперименте использовались тушки кур массой от 1,62 кг до 1,91 кг. Скорость метания составляла от 144 м/с до 160 м/с.

На рис. 5 приведены деформации плиты при ударе тушкой птицы массой 1,75 кг при скоро- Рисунок 5 – Деформации плиты при = 90o сти соударения 152,5 м/с (сплошная линия), и при ударе имитатором массой 1,80 кг при скорости соударения 152,9 м/с (пунктирная линия).

На следующем этапе исследовалась реакция этой же плиты на удар имитаторами и тушками птиц при разных углах (рис. 4) и скоростях V соударения. Было проведено 40 экспериментов. Среди них экспериментов с применением имитаторов и 13 – с тушкой птицы. В качестве птиц в натурном эксперименте использовались тушки кур массой от 1,370 кг до 1,990 кг. Масса метаемых имитаторов составляла от 1,795 кг до 1,895 кг.

Исследовалась реакция плиты при углах соударения 25о, 30о, 35о, 40о, 45о. Скорость метания составляла от 89 м/с до 206 м/с. Результаты части проведенных исследований приведены на рис. 6, 7, более подробное их изложение содержится в работах [9, 11].

На рис. 6, а, б показаны зависимости максимальных значений деформаций x от скорости при углах соударения 300 и 450. Здесь кружками обозначены результаты, полученные с использованием тушек птиц, квадратами – имитаторов. Сплошной линией показаны результаты аппроксимации экспериментальных данных по удару тушками птиц, пунктирной – имитаторами. Результаты эксперимента аппроксими-ровались полиномами с использованием метода наименьших квадратов.

Рисунок 6 – Изменение деформаций плиты в зависимости от скоo o рости соударения, угол соударения (а – = 30, б – = 45 ) На рис. 7, а, б приведены деформации плиты x, y, зафиксированные при ударе тушкой птицы и имитатором при угле соударения 250.

Сплошной линией показаны деформации при ударе тушкой птицы массой 1,740 кг и скорости соударения 153 м/с, пунктирной – при ударе имитатором массой 1,805 кг, скорость соударения 152,88 м/с.

Из рис. 6, 7 видно, что зависимость деформаций плиты от скорости является квадратичной, а максимальные значения деформаций плиты уменьшаются с уменьшением угла соударения.

В ходе сравнительных экспериментов (рис. 6, 7) было установлено, что реакция плиты на удар имитатором по характеру и максимальным значениям деформаций подобна соответствующей реакции плиты на удар тушкой птицы.

Экспериментальный стенд для исследования характера разрушений киля самолета АН-32 при ударе имитаторами и тушками птиц приведен на рис. 8 Киль самолета был закреплен в опорной конструкции горизон-тально. Тензометривание в этом случае не проводилось, поскольку при ударе птицей наблюдается пробой носка крыла. Производился визуаль-ный осмотр разрушений киля при ударе имитаторами и тушками птиц.

На рис. 9 приведен схематический чертеж, где указано направление метания и точки № 1 – 5 на носке киля, в которые проводилось метание птицы (имитатора). В точки № 1 и № 5 метание производилось тушками птиц, а в точки № 2 – 4 имитаторами.

Рисунок 8 – Экспериментальный стенд На рис. 10 приведен вид типичных разрушений носка киля в эксперименте. В приведенном случае удар осуществлялся имитатором массой 1,7 кг, скорость соударения была 165 м/с. Точка удара была между нервюрами, лонжерон частично разрушен.

Рисунок 10 – Разрушения киля в эксперименте № В ходе испытаний установлено, что при ударе, как тушкой птицы, так и имитатором в носке киля наблюдается пробой, средний диаметр которого составляет 140 мм. При этом, если центр удара приходился на нервюру, то лонжерон деформировался, но видимых повреждений не имел. Лонжерон разрушался при ударе между нервюрами. Анализ характера разрушений показал, что наблюдается схожий характер повреждений киля при ударе имитатором и тушкой птицы.

В этом случае стендом-мишенью служила кабина самолета АНБ. Исследовалась реакция стекол ТСК 009 (рис. 11) на удар имитатором и тушкой птицы. Стекло ТСК 009 представляет собой обрамленный металлической рамкой стеклоблок, состоящий из трех гнутых силикатных стекол, соединенных склеивающими полимерными слоями. Удар наносился в середину покровного стекла, линия удара была параллельна оси фюзеляжа.

Посередине внутренней поверхности стекла наклеивалась шестикомпонентная розетка тензодатчиков таким образом, чтобы получить деформации в вертикальном, горизонтальном и наклонном (под 450) направлениях (рис.12).

Рисунок 11 – Остекление кабины (1 – лобовое стекло; 2 – панель;

3 – верхнее стекло; 4 – боковое стекло;



Pages:   || 2 | 3 | 4 |


Похожие работы:

«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...»

«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...»

«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)...»

«Муниципальные общежития: проблемы приватизации Пермь 2012 1 Муниципальные общежития: проблемы приватизации. Пермь, 2012. – 24 с. Авторский коллектив: С.Л. Шестаков, А.А. Жуков, Е.Г. Рожкова Издание подготовлено специалистами Пермского Фонда содействия ТСЖ, имеющими давнюю и обширную практику защиты прав граждан на приватизацию жилых помещений в т.н. бывших общежитиях, находящихся в муниципальной собственности. Сборник содержит рекомендательные материалы для граждан, сталкивающихся с...»

«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....»

«Эдуард Борохов Смоленск 2008 ББК 84.5 Б831 Борохов (Севрус) Э. А. Б83 Борохолка. Стихи. –Издательство Смоленская городская типография, 2008.—376 с. Автор выражает искреннюю благодарность Валерию Ивановичу Добровольскому, Галине Дмитриевне и Николаю Николаевичу Кожуровым, Александру Вячеславовичу Стружинскому за помощь и поддержку, оказанные при выпуске книги. Жизни поле минное. ББК 84.5 Заведено в природе изначально, Как пламени наследует зола, Любая жизнь кончается печально, ISBN...»

«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,...»

«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...»

«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,...»














 
© 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.