«ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Сборник научных трудов Выпуск 1 (69) 2012 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ, МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ Национальный аэрокосмический университет им. ...»

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 1 (69)

2012

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

1(69) январь – март

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ

Издается с января 1984 г.

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

Утвержден к печати ученым советом Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», протокол № 7 от 21.03.2012 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 Украины коллегия (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», 2012 г.

Содержание Вниманию авторов………......…......………………………………..…… Гайдачук В.Е., Коваленко В.А., Московская Н.М. Обзор и анализ состояния проблемы назначения покрытий конструкций авиационной и ракетно-космической техники...…………………………………....………… Бетин А.В., Тутубалин В.А., Бондарева Н.В. Критерии оценки эксплуатационной технологичности беспилотных воздушных Андреев А.В. Технология получения элементов конструкций из полимерных композиционных материалов с применением плетеной Тиняков Д.В. Методика оценки потерь на балансировку самолета с учетом геометрических параметров системы несущих поверхностей………..…………………………………………..………………... Третьяков А.С., Черных А.А. Циклические деформационные и усталостные характеристики сплава Д16АТ при программном нагружении. Сообщение 2. Амплитуда остаточной деформации……..… Амброжевич А.В., Мигалин К.В., Середа В.А. Комплексносопряженная модель катапульты с телескопическим приводом……….... Кондратьев А.В., Майорова Е.В., Чумак А.А. Численное определение приведенных упругих физико-механических характеристик трубчатого заполнителя…………………….………………... Джоган О.М., Костенко О.П. Методы изготовления деталей из композиционных материалов пропиткой в оснастке. Часть 2.

Методы вакуумной пропитки……..…………………………………………….. Куреннов С.С. Колебания составной балки.

Модель Голанда – Рейсснера……………………………………….…........... Андреев А.А., Костюк Г.И., Минаев Н.А. Исследование коррозионной стойкости комбинированного покрытия TiO-N/TiN-Ti…….. Батыгин Ю.В., Гнатов А.В., Чаплыгин Е.А., Трунова И.С., Аргун Щ.В., Щиголева С.А., Смирнов Д.О. Экспериментальное исследование вихревых токов, возбуждаемых в металлической пластине полем витка с разрезом………………..………...………………..... Рефераты………………………...……………………………….….................. Сведения об авторах……………………………………………………........... 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 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 621.

ОБЗОР И АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ НАЗНАЧЕНИЯ

ПОКРЫТИЙ КОНСТРУКЦИЙ АВИАЦИОННОЙ

И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

Известно, что конструкции авиационной и ракетно-космической техники (АРКТ) являются наиболее затратными по применяемым материалам и комплектующим, энергоемкости, трудоемкости и времени создания, а следовательно, и самыми дорогостоящими техническими объектами. Поэтому стоимость 1 кг полезного груза при авиационных перевозках составляет 1 – 1,5 тыс. $ США, а для ракетно-космической отрасли вывод на орбиту 1 кг массы обходится в 10 – 100 тыс. $ США [1].

В связи с этим при создании объектов АРКТ особенно остро стоит проблема снижения собственной массы конструкции путем применения новых высокоэффективных материалов – сплавов и полимерных композиционных материалов (ПКМ) [23], современных технологических энергосберегающих процессов изготовления [45] и использования компьютерных и информационных технологий оптимального проектирования и создания изделий [68].

В решении этой комплексной проблемы традиционно несколько обособленно стоит проблема защиты объектов АРКТ от воздействия как факторов самой среды, так и условий их эксплуатации. Как известно, эта защита реализуется весьма разнообразными видами покрытий и способами их нанесения на поверхности изделия, контактирующие с теми или иными внешними воздействиями или элементами непосредственно взаимодействующими между собой.

Различным видам покрытий и технологиям их нанесения посвящена обширная литература, включающая в себя сотни статей и десятки монографий, например [917] и др.

Роль покрытий в ответственных изделиях АРКТ трудно переоценить:

они предохраняют детали от вредных воздействий среды эксплуатации, приводящих к деструктивным процессам, снижающим статическую и усталостную прочность изделия;

служат упрочняющим поверхностным слоем в узлах трения, предотвращающим износ деталей;

обеспечивают декоративный вид изделию;

в ряде случаев повышают герметичность изделия, обеспечивая его специальные характеристики;

в гиперзвуковых летательных аппаратах теплозащитные покрытия (ТЗП) служат единственным средством обеспечения сохранности объекта и его жизнедеятельности [1517].

На рис. 1 показаны основные области применения системы тепловой защиты и типичный вид ТЗП в ракетно-космической технике [16].

Рисунок 1 – Основные области применения системы тепловой защиты и типичный вид теплозащитных покрытий в ракетно-космической технике:

а – ракета-носитель; б – спускаемый аппарат; в – головная часть;

1 – композиционный теплозащитный материал; 2 – теплоизоляционный материал; 3 – сотовая конструкция; 4 – силовая оболочка В изделиях АРКТ из ПКМ полимерное связующее является химически стойким материалом, в определенной степени выполняя функции защитного покрытия. Кроме того, в последние годы в изделиях АРКТ из ПКМ начали применять комплексные добавки, вводимые в связующее, обеспечивающие не только увеличение физико-механических характеристик (ФМХ) и прочности материала, но и уровень его герметичности [19], от которого зависят функциональные возможности и безопасность отсеков ракетно-космической техники, заполненных агрессивными жидкостями и газами [20].

Актуальность синтеза новых высокоэффективных покрытий изделий АРКТ и совершенствования процессов их формирования предопределяют достаточно обширный уровень исследований, проводимых в этой области.

Любое покрытие, как и основной (несущий) материал конструкции, является функциональным, обеспечивающим этой конструкции восприятие ею всей гаммы воздействий, регламентированных условиями ее эксплуатации. Поэтому не корректно решать задачи оптимизации конструкции в процессе ее проектирования и (или) изготовления по критерию минимума массы или стоимости при тех или иных ограничениях изолированно без учета покрытия как функциональной части (составляющей) несущего материала, так как последний принципиально не существует (не реализуется) в комплексе своих эксплуатационных свойств без свойств покрытия.

В этом аспекте представляет интерес монография [21], в которой реализуется попытка разработки универсальных принципов повышения стабильности процессов реакции изделий с покрытиями* и созданию на этой основе оптимальных технологий формирования покрытий с заданными свойствами.

Авторы выделяют ряд общих классификационных признаков при рассмотрении конструктивных параметров поверхностного слоя, а также механизмов поведения покрытий при воздействии на них различных внешних факторов в целях разработки единого подхода к процессам конструирования и формирования новых видов поверхностных слоев с Авторы употребляют термин «устойчивость» процессов, понимая под ним «устойчивость» функционирования, т.е. сохранение некоторого свойства процесса по отношению к возмущениям или неопределенности некоторых параметров системы или ее математической модели [21]. В данном случае нам представляется более оправданным исходный термин – «стабильность» процесса (stabilis (лат.) – устойчивый), не «перегруженный» математическими ограничениями. Кроме того, в монографии повсеместно используется термин «деформирование» системы, отражающий реакцию последней на силовое воздействие. Поскольку воздействия на изделие с покрытием могут быть более широкого спектра – среды эксплуатации (тепло, влага, облучение, абляция, трение и т.д.), то более общим представляется термин «реакция»

изделия с покрытием на любое внешнее воздействие.

требованиями, наиболее полно отвечающими условиям эксплуатации объектов с покрытиями.

Взаимосвязь параметров поверхностного слоя с эксплуатационными свойствами объектов с покрытиями иллюстрирует рис. 2 [21]. Для анализа покрытий функционального назначения в [21] выделено три основных классификационных признака:

способ формирования поверхностного слоя;

область применения объекта с покрытием;

конструкция покрытия, вид и состояние материала (материалов) покрытия.

Износостойкость Эрозионная стойкость Рисунок 2 – Взаимосвязь свойств поверхностного слоя с эксплуатационными свойствами всего объекта Первый классификационный признак во многом определяет уровень формируемых свойств поверхностного слоя и конструкции покрытия, а также технико-экономические показатели ее производства. Второй характеризует функциональность вновь образованного комплекса свойств объектов применительно к условиям эксплуатации. Третий признак характеризует конструктивные особенности формируемого покрытия, вид и состояние его материала, т.е. уровень его ФМХ, прочностных и химических свойств.

Первый классификационный признак реализуется разделением всех технологических процессов формирования покрытий на два класса:

способы формирования собственно покрытий (рис. 3) и способы придания необходимых поверхностных свойств основному материалу (рис. 4).

Последние, как правило, не могут быть использованы для восстановления изношенных поверхностей объектов до требуемых геометрических форм и размеров изделия. Кроме того, возможность формирования необходимого комплекса свойств данными методами ограничена составом материала, из которого изготовлен объект [21].

По механизму воздействия на обрабатываемый материал при его поверхностной обработке можно условно выделить следующие способы [9]:

химические и электрохимические;

механические.

Выделенные в данные группы способы можно, в свою очередь, подразделить по схемам и технологическим особенностям поверхностей обработки.

Следует однако отметить, что данный подход [21] к классификации как способов формирования покрытий, так и модифицирования поверхностных слоев, является достаточно условным. Например, процесс плакирования сопровождается сложными многостадийными физикохимическими процессами, а эффективность любого из способов порошкового напыления во многом определяется возникновением ударного и напорного давлений на контактной поверхности частицы с основой, то есть механическими составляющими процесса. Однако предлагаемая классификация позволяет достаточно просто и наглядно отнести тот или иной способ к группе процесса, превалирующее влияние которого очевидно и приводит к прочному соединению покрытия с основой или достижению требуемого градиента механических свойств.

Выбор способа формирования покрытия во многом определяет качество соединения разнородных материалов в композицию, сохраняющую достаточную адгезионную связь в условиях дальнейшей технологической обработки и эксплуатации детали с покрытием. При этом от механизма воздействия на соединяемые материалы зависит их структура и, следовательно, финишные свойства всей композиции.

электрохимические таллопокрытия Способы соединения различных материалов в процессах формирования покрытий в [21] представлены тремя группами (рис. 5):

соединение в присутствии жидкой фазы (сварка плавлением);

соединение твердых фаз (сварка давлением);

конденсация покрытия из газовой (жидкой) фазы.

При таком широком спектре технологических процессов и схем модифицирования поверхностных слоев необходимо научно обосновать правильность и целесообразность выбора той или иной технологической схемы обработки изделия, а также материала покрытия. Это невозможно без оценки комплекса эксплуатационных воздействий на обрабатываемый объект с покрытием.

электрохимические Рисунок 4 – Способы придания необходимых поверхностных В настоящее время отсутствуют строгая классификация и систематизация параметров эксплуатационных воздействий, что связано с широким спектром как самих изделий АРКТ, так и различием взаимодействия их узлов, деталей, так как каждый объект подвергается определенному, свойственному только ему комплексу внешних воздействий. Поэтому целесообразно выделить наиболее характерные эксплуатационные воздействия и структурные признаки поверхностных слоев, от которых зависит способность объекта сохранять требуемые функциональные свойства [21].

При анализе особенностей слоистых (композиционных) покрытий в [21] приводится их классификация по конструктивным признакам, состоянию материала и его природе (рис. 6).

Возможность оценки оптимальных конструктивных параметров покрытия при соответствующих эксплуатационных воздействиях на изделие осуществляется только при наличии единого научно обоснованного подхода, устанавливающего взаимосвязь показателей необходимого и достаточного условий решения задачи обеспечения требуемого уровня свойств изделий с покрытиями [21].

Классификация процессов соединения покрытия с основным материалом детали Континуальная Дискретная Континуальная Магнитоим- Детонационное пульсная сварка напыление Эмалирование Рисунок 5 – Классификация процессов формирования покрытий по агрегатному состоянию Рисунок 6 – Классификация композиционных покрытий по конструктивным признакам, виду и состоянию материала Результатом решения поставленной задачи, в зависимости от конкретных предъявляемых технологических проблем, могут быть: оптимальная конструкция поверхностного слоя, соответствующая свойственным данному изделию эксплуатационным воздействиям, или оптимальный режим обработки основного материала с модифицированным поверхностным слоем, соответствующий заранее заданной конструкции покрытия (рис. 7).

Таким образом, широта цитируемых прежде всего классификационных результатов монографии [20] свидетельствует об их приемлемости и для объектов, анализируемых в данной статье, хотя сам источник и ориентирован его авторами на объекты металлургической и машиностроительных отраслей промышленности, далеких от АРКТ.

Остановимся несколько подробнее на анализе существующих отечественных функциональных покрытий для АРКТ. Известно, что в авиастроении наиболее широко применяемым конструкционным материалом являются алюминиевые сплавы [22].

Несмотря на общую высокую коррозионную стойкость, учитывая, что алюминиевые сплавы эксплуатируются в различных условиях, они, как правило, нуждаются в специальной защите от коррозии. Методы защиты могут быть: металлургические, охватывающие вопросы легирования плавки, деформации, термической обработки, а также гальванохимические и лакокрасочные, охватывающие вопросы анодного и химического оксидирования, нанесения гальванических и лакокрасочных покрытий, эмалирования и эматолирования.

Выбор метода защиты от коррозии определяется многими факторами: климатическими условиями, рабочими средами, размещениями деталей и узлов в конструкции, способом хранения, действующими нагрузками на конструкцию, длительностью эксплуатации, системой и маркой сплава, конструктивными особенностями, видом соединения, контакта с другими материалами и т.п., а также экономическими факторами.

Задача по обеспечению требуемого уровня Необходимые плуатационного воздействия Рисунок 7 – Схема решения задачи обеспечения качественных Наиболее эффективным методом защиты от коррозии является легирование. Оптимальное соотношение легирующих элементов является основой высокой коррозионной стойкости алюминиевых сплавов. Эффективным и широко применяемым методом защиты от коррозии листов из алюминиевых сплавов является плакирование сплавом с электронным потенциалом, более отрицательным, чем основной сплав. Плакирование заключается в нанесении прокаткой тонкой пленки на лист. Плакировка не только предохраняет сердцевину основного сплава от непосредственного воздействия коррозионной среды, но и осуществляет его электрохимическую (катодную) защиту в случае нарушения сплошности плакировки (отверстия, торцы и т.п.). Такой эффект высок в морской воде и низок в атмосфере [22].

Для предотвращения возникновения фреттинг-коррозии алюминиевых сплавов при контакте с другими металлами применяют между ними изолирующие прокладки, слои лакокрасочных покрытий или грунтов. В ряде случаев наносят на защищаемую поверхность кадмий или цинк. Применяемые для защитных слоев неметаллические материалы не должны быть агрессивными, гигроскопичными и не выделять активных веществ.

Анодное и химическое оксидирование с образованием анодноокисных пленок толщиной 5…20 мкм является эффективным методом защиты от атмосферной коррозии. Примерно 90% алюминиевых сплавов подвергаются анодному оксидированию. Схема технологического процесса анодного оксидирования следующая: очистка и обезжиривание травление полирование анодное окисление уплотнение пор покрытия (пористость анодной пленки достигает 30%) в растворе бихромата калия или деминерализованной воды.

Сернокислое анодное окисление – наиболее распространенная серийная технология, позволяющая получать на плакированном листе пленки толщиной 6…12 мкм, а на неплакированных заготовках - толщиной 5…8 мкм.

Анодно-окисные покрытия кроме защиты от коррозии применяют для подготовки поверхности перед нанесением лакокрасочных покрытий, клеев, герметиков и др., изменения цвета, повышения твердости, износа. Толщина анодных пленок для деталей, работающих на трение, составляет 30…60 мкм, для электроизоляции – 20…40 мкм, для теплоизоляции – 100 мкм.

Декоративное анодное окисление с предварительным полированием применяется с последующим электрохимическим и адсорбционным окрашиванием или с получением окраски покрытия в процессе формирования анодной пленки.

Химическое оксидирование обеспечивает образование окисной пленки без наложения внешнего тока в растворах, содержащих активаторы. В [22] приведены типовые растворы и режимы анодного окисления и химического оксидирования алюминиевых сплавов.

Для надежной защиты от коррозии алюминиевых сплавов только анодного окисления или химического оксидирования недостаточно. Надежной защитой от коррозии алюминиевых сплавов является сочетание анодного или химического окисления с окраской поверхности алюминиевых сплавов. Существующая система лакокрасочных покрытий для окраски конструкционных алюминиевых сплавов включает в себя 1 – слоя грунтовки и 2 – 3 слоя эмали. Иногда для защиты внутренних поверхностей изделий используется только покрытие грунтовкой. Для грунтовки используют только пассивирующие (хроматные) покрытия, обладающие хорошей адгезией к алюминиевым сплавам, марок: АК-069, АК-070, ФЛ-086, ФЛ-ОЗЖ, ЭП-0215, ЭП-0208, ЭП-076, ЭП-0232, ВЛ-02, ВЛ-023, АК-0209 и др.

Лаковые покрытия применяют для конструкций из плакированных алюминиевых сплавов, предварительно подвергнутых анодному окислению с последующим уплотнением в воде анодно-оксидной пленки. Лакировку осуществляют лаками марок АК-113, АК-113Ф, АС-16, АС-82 по схеме: один слой лака АК-113Ф или АК-113 и двух слоев лака АС-16 или АС-82.

Современная авиация характеризуется большими скоростями, эксплуатационными температурами, высокими удельными нагрузками на узлы и агрегаты, продолжительным ресурсом работы в различных климатических условиях. Требованиям прочности, надежности и коррозионной стойкости отвечают высокопрочные титановые сплавы, которые в то же время имеют наихудшие из применяемых в авиастроении металлов антифрикционные свойства. В [14] достаточно подробно изложены методы повышения прочности отечественных титановых сплавов: гальванические покрытия, газоплазменное напыление, электроискровое поверхностное легирование, наплавка, ионная имплантация, термодиффузионное насыщение кислородом и азотом, азотирование в молекулярном азоте и др. В таблице 1 приведены сравнительные характеристики эффективности антифрикционных покрытий на сплаве ВЕ22, полученных различными способами их нанесения.

Таблица 1 – Характеристики покрытий на сплаве ВТ № Вид покрытия и способ Толщина, Микро- Прочность хромирование Детонационное (TiC ) / NiCu В [17] приведены сведения о характеристиках и технологии нанесения ТЗП внутренних поверхностей ракетных двигателей на твердом топливе, головных обтекателей ракет, а также для экранно-вакуумной теплоизоляции РКТ, длительное время работающей в условиях открытого космоса.

Специфическими видами разрушения агрегатов ракетнокосмической техники при гиперзвуковых скоростях, как уже отмечалось выше, является тепловое разрушении в виде абляции. В [18] приводится краткая характеристика материалов ТЗП, используемых в отечественных и зарубежных РКТ (таблица 2).

Таблица 2 – Краткая характеристика материалов, используемых в качестве ТЗП отечественных и зарубежных изделий РКТ УСС-2 1440 Угольная ткань УУТ-2-14, пропитанная ЛА УП-СТКТ 1460 пропитанная полиамидным связую- КБ «Южное»

НПО ВИАМ

В таблице 3 приведены материалы для аблирующих и многоразовых ТЗП летательных аппаратов, заимствованные из указанных в ней источников.

Таблица 3 Материалы для аблирующих и многоразовых ТЗП ЛА Продолжение таблицы Марка Плотность, Состав Назначение материала, Источник, Высокотемпературная теплоизоляция поверхности многоразовых АТМ-11 150…240 ных волокон Теплопроводность при 465°С ОНПП Продолжение таблицы Марка Плотность, Состав Назначение материала, Источник, АТМ-6 150…240 волокон и Теплопроводность при 300°С [24] Композиционные материалы для теплонапряженных элементов Продолжение таблицы В заключение отметим, что проведенный выше краткий обзор и анализ состояния проблемы назначения покрытий конструкций АРКТ свидетельствует о ее актуальности, а также необходимости решения ряда связанных с нею задач. К числу таковых следует, по-видимому, отнести прежде всего экономический анализ покрытий, который позволит существенно сократить затраты на создание дорогостоящей АРКТ.

Представляются также весьма актуальными задачи разработки и внедрения моделей выбора для последующего обязательного назначения директивной технологии создания покрытий конструкций АРКТ с учетом критериев их долговечности (ресурса) и экономической эффективности.

1. Оборонно-промышленный комплекс Украины – современное состояние и реконструкция [Текст] / В.П. Горбулин, А.С. Довгополый, О.Н. Приходько и др. // Технологические системы. – 2001. – №2(8). – С. 5 – 20.

2. Авиационные материалы на рубеже XX-XXI веков [Текст] / под ред. Р.Е. Шалина. – М.: ВИАМ, 1994. – 602 с.

3. Коваленко, В.А. Применение полимерных композиционных материалов в изделиях ракетно-космической техники как резерв повышения ее массовой и функциональной эффективности [Текст] / В.А. Коваленко, А.В. Кондратьев // Авиационно-космическая техника и технология. – 2001. – № 5 (82). – С. 14 – 20.

4. Братухин, А.Г. Технологическое обеспечение высокого качества, надежности, ресурса авиационной техники [Текст] / А.Г. Братухин. – М.:

Машиностроение, 2011. – 297 с.

5. Теория и практика технологий производства изделий из композиционных материалов и новых металлических сплавов (ТПКММ) (Theory and Practice of Technologies of Manufacturing Products of Composite Materials and New Metal Alloys (TPSMM)) [Текст] / под ред. К.В. Фролова, И.Ф.Образцова, О.С. Сироткина, В.С. Боголюбова. – М.: Знание, 2004. – 806 с.

6. Российская энциклопедия CALS. Авиационно-космическое машиностроение [Текст] / под ред. А.Г. Братухина. – М.: ОАО «НИЦ АСК», 2008. – 608 с.

7. CALS-технологии в технологической подготовке производства авиакосмической техники [Текст] / В.Д. Костюков, Э.М. Годин, В.П. Соколов и др.; под ред. Э.М. Година. – М.: Изд-во МАИ, 2005. – 552 с.

8. Теория и практика технологий производства изделий из композиционных материалов и новых металлических сплавов. Корпоративные нано- и CALS-технологии в наукоемких отраслях промышленности [Текст] / под ред. К.В. Фролова, О.С. Сироткина, В.С. Боголюбова. – М.:

Знание, 2006. – 864 с.

9. Порошковая металлургия. Материалы, технология, свойства, области применения [Текст]: справ. / И.М. Федорченко, И.Н. Францевич, И.Д. Радомысельский и др.; отв. ред. И.М. Федорченко. – К.: Наук. думка, 1985. – 624 с.

10. Борисов, Ю.С. Плазменные порошковые покрытия [Текст] / Ю.С. Борисов, А.Л. Борисова. – К.: Техника, 1986. – 223 с.

11. Порошковая металлургия и напыленные покрытия: учебник для вузов [Текст] / В.Н. Анциферов, Г.В. Бобров, Л.К. Дружинин и др. – М.:

Металлургия, 1987 – 729 с.

12. Технологические процессы получения деталей самолетов методом порошковой металлургии [Текст] / В.П. Семенченко, С.Г. Кушнаренко, С.А. Бычков, О.Ю. Нечипоренко. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1992. – 64 с.

13. Современные технологические процессы с использованием порошковых и слоистых материалов [Текст] / Е.П. Носков, Г.С. Гунн, В.Л. Стеблянко, Ю.Ф. Бахматов и др. – Магнитогорск: МГМИ, 1993. – 260 с.

14. Міцність і довговічність авіаційних матеріалів та елементів конструкцій [Текст] / О.П. Осташ, В.М. Федирко, В.М. Учанін та ін.; т. 9; за ред. О.П. Осташа і В.М. Федірко. – Л.: Сполох, 2007. – 1068 с.

15. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в будущее: в 3 т. – Т. 1. Прогнозирование и анализ экстремальных воздействий [Текст] / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, Э.Б. Василевский и др.; под ред. С.В. Резника. – М.: Изд-во МТТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. – 224 с.

16. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в будущее: в 3 т. – Т. 1. Экспериментальные исследования [Текст] / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, А.Н. Баранов и др.; под ред. Ю.В. Полежаева и С.В. Резника. – М.: Изд-во МТТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. – 264 с.

17. Полімерні композиційні матеріали в ракетно-космічній техніці:

підруч. [Текст] / Є.О. Джур, Л.Д. Кучма, Т.А. Манько та ін. – К.: Вища школа, 2003. – 399 с.

18. Полежаев, Ю.В. Тепловое разрушение материалов [Текст] / Ю.В. Полежаев, Г.А. Фролов; под ред акад. НАН Украины В.В. Скорохода. – К.: ИД «Академпериодика», 2006. – 354 с.

19. Creation of energy-saving technologies of forming articles made of polymeric composite materials [Текст] / V. Slyvyns’kyy, N. Verbitskaya, V. Gajdachuk, V. Kirichenko, O. Karpicova // 60-th International Astronautical Congress 2009. – Daejeon, South Korea. – IAC-09.C2.4.9. – P. 1 – 8.

20. Герметичність у ракетно-космічній техніці: підручник [Текст] / Ф.П. Санін, Є.О. Джур, Л.Д. Кучма, В.А. Найдьонов. – Дніпропетровськ:

Вид-во ДДУ, 1995. – 168 с.

21. Гун, Г.С. Оптимизация процессов технологического и эксплуатационного деформирования изделий с покрытиями [Текст] / Г.С. Гунн, М.В. Чукин. – Магнитогорск: ГОУ ВПО «МГТУ», 2006. – 323 с.

22. Алюминиевые сплавы (состав, свойства, технология, применение) [Текст]: справ. / В.М. Белецкий, Г.А. Кривов; под общ. ред. акад.

РАН И.Н. Фридляндера. – К.: КОМИНТЕХ, 2005. – 365 с.

23. Гофин, М.Я. Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых космических аппаратов [Текст] / М.Я. Гофин. – М.: ЗАО «ТО»МИР»», 2003. – 672 с.

24. Keller, K. High temperature insulation [Текст] / K. Keller, H. Weber.

- ESA Bulletin 80, November, 1994. – P.50.

25. Kourtides Demitrius, A. Composite flexible insulation for thermal protection of space-vehicles [Текст] / A. Kourtides Demitrius, K. Tran Huy, S. Chiu. – Amanda cent., Anancim., Calif., March, 9-12, 1992: Covina (Calif.), 1992. – P. 147 – 158.

26. Теплоизоляционные материалы марки АТМ [Текст] / 3-й международ. форум «Высокие технологии оборонного комплекса». – 22-26 апреля 2002 г. – М.: ВК ЗАО «Экспоцентр».

27. Подобеда, Л.Г. Работоспособность неорганического композиционного материала в экстремальных условиях [Текст] / Л.Г. Подобеда, В.В. Василенко, М.Ю. Русак // 3-я междунар. конф. «Материалы и покрытия в экстремальных условиях»: тр. конф. – 2004. – С. 439.

28. Перспективы создания керамических оболочек из нитрида кремния [Текст] / И.Ю. Келина, М.Ю. Русин, А.С. Шаталин и др. // 3-я междунар. конф. «Материалы и покрытия в экстремальных условиях»: тр.

конф. – 2004. – С. 245 – 246.

Обнинское научно-производственное объединение

КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ

ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ БЕСПИЛОТНЫХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

С каждым годом беспилотные воздушные суда (БВС), совершенствуясь технически, приближаются по показателям надежности к пилотируемым воздушным судам. Это создает предпосылки к использованию БВС не только в военной, но и гражданской авиации. Однако рынок авиационных работ уже поделен, и для того чтобы конкурировать на этом рынке, преимущества БВС необходимо как-то доказать [1].

Кроме высокого уровня надежности для современных гражданских пилотируемых воздушных судов характерна и высокая эксплуатационная технологичность (ЭТ), под которой понимают свойства конструкции воздушного судна, определяющие его приспособленность к выполнению всех видов работ по эксплуатации, техническому обслуживанию (ТО) и ремонту при наименьших затратах средств и времени. Свойства конструкции, определяющие ее ЭТ, закладывают на ранних стадиях создания авиационной техники и, как правило, по техническим требованиям заказчика [2 – 5].

Следует отметить, что современному потребителю необходимы БВС, обеспечивающие годовой налет в 2000 – 3000 часов, межремонтный ресурс не менее 8000 – 10000 часов, а не изделия, для которых каждый полет – событие и повторный полет возможен лишь через две-три недели. БВС должны разрабатываться, производиться и эксплуатироваться в полном соответствии с требованиями, предъявляемыми к авиационной технике. Однако анализ современного состояния беспилотной авиации в Украине не свидетельствует о таком подходе, в частности, из-за отсутствия единой нормативной базы по их проектированию и эксплуатации [3].

В многочисленных рекламных материалах большинство украинских разработчиков БВС не указывают никакой информации о ЭТ, ресурсах, планируемых налетах, ограничиваясь общими фразами о значительных преимуществах БВС по сравнению с пилотируемыми. Например, в публикации [3], посвященной перспективам использования БВС в Украине, высказывается сожаление по поводу закупки Государственной пограничной службой Украины пилотируемых самолетов DA-42М австрийской фирмы Diamond вместо того, чтобы использовать БВС одного из украинских разработчиков. При этом не проводится сравнение показателей и характеристик этих изделий, хотя DA-42М – сертифицированное гражданское воздушное судно, при разработке которого особое внимание уделялось технологичности и экономичности эксплуатации.

Основные показатели его ЭТ известны и подтверждены многолетней эксплуатацией.

Для успешной конкуренции украинских БВС с пилотируемыми воздушными судами на рынке невоенных авиационных услуг необходимо, среди многих других работ, количественно оценивать ЭТ конструкции при разработке технических требований на опытные образцы перспективных БВС, выбирать из нескольких возможных конструктивных вариантов наилучший, оценивать совершенство конструкции экспериментальных образцов в ходе опытной эксплуатации.

Цель данной работы – на основе методик оценки ЭТ пилотируемой авиации разработать систему критериев ЭТ БВС в виде количественных показателей.

До принятия в Украине единой нормативной базы для беспилотной авиации это позволит организациям, ведущим разработку БВС, проводить оценку их ЭТ как при разработке, так и в ходе опытной эксплуатации. Кроме того, оценка показателей ЭТ даст возможность оперативно разрабатывать систему действенных мероприятий по улучшению ЭТ, позволит сравнивать уровень совершенства существующих и вновь разрабатываемых типов БВС, а также аргументировано доказывать преимущества БВС при выполнении тех или иных работ.

ЭТ БВС определяется сочетанием таких разнородных и часто неравнозначных свойств конструкции, как ремонтопригодность, доступность, легкосъемность, эксплуатационная взаимозаменяемость, преемственность наземного оборудования для ТО, приспособленность к автоматизированному контролю систем и агрегатов. Поэтому для оценки ЭТ БВС предлагается использовать систему основных и дополнительных (частных) критериев.

Основные критерии оценивают ЭТ в целом. К ним можно отнести коэффициенты готовности БВС ( K Г ) и трудоемкости ТО БВС ( KТ ). Эти количественные показатели ЭТ БВС должны задаваться в техническом задании на БВС, рассчитываться и доводиться до заданных параметров в ходе их проектирования.

Готовность БВС означает, что БВС данного типа находится в состоянии готовности к выполнению полетного задания. Готовность БВС определяется коэффициентом где t Г – время пребывания БВС в состоянии готовности в течение исследуемого периода эксплуатации (месяц, год, цикл межремонтного ресурса), выраженное в календарных днях; t – суммарное время исследуемого периода эксплуатации, выраженное в календарных днях.

Суммарное время эксплуатации где tТО – время пребывания БВС на ТО.

При этом под ТО БВС следует понимать комплекс мероприятий по уходу, осмотру, проверке и ремонту этого БВС, проводимых периодически в целях замедления нарастания естественных износов, предупреждения появления неисправностей и вызываемых ими чрезвычайных происшествий, а также сохранения БВС своей физической работоспособности в течение возможно более длительного времени.

Коэффициент готовности БВС можно представить в виде где K П = ТО – коэффициент простоя БВС.

Большая величина коэффициента K П означает низкую ЭТ БВС конкретного типа, что подразумевает и общую низкую эффективность беспилотного авиационного комплекса, в составе которого эксплуатируются БВС, так как требуется увеличение потребного количества БВС для выполнения необходимых авиационных работ.

Суммарная трудоемкость всех видов ТО, приходящаяся на час налета за период межремонтного ресурса БВС до его первого капитального ремонта определяет коэффициент трудоемкости ТО БВС где – суммарная трудоемкость ТО за период межремонтного ресурса БВС (в человеко-часах); RМБС – межремонтный ресурс БВС (в часах налета).

Суммарная трудоемкость где РОП – трудоемкость оперативного ТО БВС; РПО – трудоемкость периодического ТО БВС; РЗД – трудоемкость замены двигателей;

РНД – трудоемкость устранения неисправностей и проведения доработок; РКР – трудоемкость капитального ремонта.

Найдя отношения каждого из составляющих к величине RМБС, коэффициент KT можно представить в виде где KОП – коэффициент трудоемкости оперативного ТО БВС; K ПО – коэффициент трудоемкости периодического ТО БВС; K ЗД – коэффициент трудоемкости замены двигателей; K НД – коэффициент трудоемкости устранения неисправностей и проведения доработок; K КР – коэффициент трудоемкости капитального ремонта БВС.

Как правило, оперативное ТО БВС включает в себя предварительное, предполетное и послеполетное ТО, а также ТО при кратковременной стоянке (подготовке к повторному вылету). Поэтому где NПР, NПП, NПОП, NКС – количество предварительных, предполетных, послеполетных ТО и ТО при кратковременной стоянке за период RМБС ; РПР, РПП, РПОП, РКС – трудоемкости предварительных, предполетных, послеполетных ТО и ТО при кратковременной стоянке.

Количество видов оперативного ТО зависит от интенсивности использования БВС и определяется количеством летных дней где TП – среднее время одного полета при выполнении БВС полетного задания или авиационной работы (в часах); NПД – количество полетов, выполняемых за один летный день.

Периодическое ТО БВС включает в себя выполнение регламентных работ через определенное количество часов налета. Если принять для БВС (до появления иных руководящих документов) такие же формы периодического ТО, как и для большинства воздушных судов гражданской авиации Украины, то значение РПО можно представить в виде где NФ1 – количество ТО по форме № 1 (через 50 часов налета БВС) за период RМБС ; NФ 2 – количество ТО по форме № 2 (через 200 часов налета БВС) за период RМБС ; NФ 3 – количество ТО по форме № 3 (через 1000 часов налета БВС) за период RМБС ; PФ1, PФ 2, PФ 3 – трудоемкости ТО по формам № 1, № 2, № 3.

Количество периодических видов ТО зависит от межремонтного ресурса БВС RМБС.

Коэффициент трудоемкости замены двигателей РЗД зависит от межремонтного ресурса двигателей, установленных на БВС. Этот ресурс, как правило, намного ниже, чем ресурс самого БВС, и за цикл RМБС происходит несколько замен двигателей. Это в большинстве случаев характерно для малоразмерных БВС с несертифицированными двигателями, имеющими низкую надежность и малый ресурс.

Значение РЗД можно определить по формуле где K ЗД – коэффициент трудоемкости замены двигателей; РЗД1 – трудоемкость замены одного двигателя (в человеко-часах).

Коэффициент трудоемкости замены двигателей где R Д – межремонтный ресурс двигателя (в часах наработки); K ДЗД – коэффициент досрочной замены двигателей, определяемый как отношение досрочно (до истечения ресурса) снятых двигателей к общему количеству заменяемых двигателей; N Д – количество двигателей на конкретном типе БВС.

Коэффициент трудоемкости устранения неисправностей и проведения доработок где n – количество основных систем и агрегатов БВС; н i – параметр потока неисправностей конкретной системы или агрегата БВС; PНС i – трудоемкость устранения неисправности конкретной системы или агрегата БВС (в человеко-часах); Д i – параметр потока доработок системы или агрегата БВС по техническим бюллетеням; PДС i – трудоемкость доработки системы или агрегата (в человеко-часах).

Значения н i зависят от характеристик надежности элементов, изделий и узлов в системе или агрегате.

Если основные критерии оценивают ЭТ в целом, то частные критерии и показатели позволяют проводить оценку одного из свойств ЭТ.

Критерии и показатели такой оценки рассмотрим ниже.

Ремонтопригодность БВС означает приспособленность конкретного типа БВС к восстановлению исправности и поддержанию ресурса путем предупреждения, обнаружения и устранения неисправностей и отказов. Ее можно характеризовать следующими коэффициентами:

заменяемости деталей восстанавливаемых деталей где N АС – общее количество узлов и агрегатов в конструкции БВС;

N АК – количество узлов и агрегатов, автономно и конструктивно законченных; N Д – общее количество деталей (кроме крепежных и стандартных покупных) в конструкции БВС; NЗД – количество новых заменяемых деталей при ремонте БВС; NВД – количество восстанавливаемых при ремонте деталей.

Доступность – свойство конструкции БВС, обеспечивающее возможность подхода к узлам, агрегатам и системам для выполнения процедур ТО и удобство работы персонала инструментом в условиях эксплуатации. Это свойство определяется коэффициентом доступности где Р АС – трудоемкость ТО агрегата или системы (в человеко-часах);

РПЗ – трудоемкость подготовительно-заключительных операций, не связанных с непосредственным выполнением работ, предусмотренных регламентом ТО (в человеко-часах).

Коэффициент доступности K Д можно рассчитать как для отдельного агрегата или системы, так и для БВС в целом.

Легкосъемность – свойство конструкции узла или агрегата конструкции БВС, обеспечивающее его монтаж и демонтаж. Критерием легкосъемности является коэффициент легкосъемности где NЭС – количество элементарных движений (простейших движений в процессе работы) при основной работе демонтажа агрегата в условиях реального доступа; NЭД – количество элементарных движений при дополнительных работах, обеспечивающих доступ к агрегату ( NЭС является показателем легкосъемности, а NЭД – показателем доступности).

Эксплуатационная взаимозаменяемость означает, что при замене на БВС любой детали (агрегата) будут сохраняться летные характеристики, полученные на опытном образце БВС. Критерием этого свойства ЭТ является коэффициент эксплуатационной взаимозаменяемости где Т Р – время, затрачиваемое на разборку стыка или отсоединения снимаемого агрегата; Т РД – время на снятие механической обработкой с элемента стыка ремонтных допусков; Т CБ – время, затрачиваемое на установку агрегата в сборочное положение и выполнение соединительных и регулировочных операций; Т ПОД – время, затрачиваемое на все виды операций, связанных с подгонкой стыковых поверхностей узлов агрегатов и элементов систем; Т ДО – время на выполнение дополнительных операций по разборке и сборке стыковых узлов или элементов систем.

Преемственность наземного оборудования для ТО означает возможность использования уже существующих технических средств и наземного оборудования для ТО внедряемого в эксплуатацию нового типа БВС. Критерием этого свойства является коэффициент преемственности наземного оборудования где СИО – стоимость имеющегося оборудования; СНО – стоимость вновь разрабатываемых типов средств наземного оборудования для нового типа БВС.

Приспособленность к автоматизированному контролю систем и агрегатов БВС можно определить по коэффициенту автоматизации контроля где N АК – количество параметров, контролируемых средствами автоматизированного контроля; NКП – общее количество параметров, подлежащих контролю при ТО.

Для успешной конкуренции БВС необходимо, чтобы показатели их ЭТ были не хуже, чем у пилотируемых воздушных судов.

В связи с этим отметим, что коэффициент готовности K Г современных гражданских пилотируемых воздушных судов при годовом цикле эксплуатации в среднем имеет значения 0,8...0,9. Однако бывают и исключения. Так, Великобритания использовала для воздушного наблюдения в Ираке два самолета DA-42M. За восемь месяцев 2010 г. их суммарный налет составил 2000 часов, что в среднем на один самолет в месяц составил 125 часов. При этом значение коэффициента готовности K Г составило 0,99 [4].

При разработке перспективного типа БВС для невоенного использования важным параметром является планируемый годовой налет, значение которого должно задаваться в техническом задании. Планировать годовой налет для перспективного БВС можно, в частности, на основании достигнутых на настоящее время величин налета БВС Соединенных Штатов Америки. Так, в марте 2007 г. одно из БВС RQ-4 имело налет 360 часов. За весь 2007 г. группа из трех БВС RQ-4 имела налет 8000 часов, что в среднем на одно БВС составило около 2660 часов. В 2009 г. суммарный налет парка из 27 БВС MQ-9 составил 25000 часов, что в среднем на одно БВС составило 925 часов. В том же году суммарный налет парка из 118 БВС MQ-1 составил 187000 часов, что в среднем на одно БВС составило 1584 часа [6].

Таким образом, наиболее совершенные современные типы БВС способны обеспечить годовой налет около 2000 часов, что сопоставимо с потребным для гражданской авиации годовым налетом.

Для перспективного БВС украинской разработки, предназначенного, среди прочего, и для отработки вопросов ЭТ, можно планировать годовой налет в 1000 часов, что в среднем за месяц составит 83 часа, а в среднем за сутки – около 3 часов. Если брать в расчет только 250 рабочих дней, то требуется суточный налет в 4 часа, что является вполне достижимым значением. Межремонтный ресурс БВС должен быть не менее трех лет интенсивной эксплуатации, т.е. не менее 3000 часов.

В качестве своеобразной апробации результатов представленного исследования рассмотрим имеющиеся сведения об эксплуатации экспериментальных БВС СЛМТ-10С Научно-исследовательского института проблем физического моделирования режимов полета самолетов Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского "ХАИ".

Предварительно отметим, что БВС СЛМТ-10С представляет собой планирующий беспилотный аппарат, и сравнивать его с беспилотными самолетами не совсем корректно. Кроме того, специфика эксплуатации экспериментальных БВС, связанных с выполнением конкретной научной программы, также не позволяет использовать статистические данные для расчета ЭТ БВС, предназначенных для гражданской эксплуатации.

Однако некоторые частные критерии ЭТ можно рассчитать на основании конструктивных особенностей БВС СЛМТ-10С.

Так, кили вертикального оперения БВС СЛМТ-10С изготовлены с учетом требований эксплуатационной взаимозаменяемости, а их замена была достаточно частой процедурой при ТО. Конкретное время выполнения процедур зависело от квалификации исполнителя, но если брать время в условных единицах, то в формуле (18) Т Р = 1, Т РД = 0, Т CБ = 1,5, Т ПОД = 0,5 и Т ДО = 3. Расчетное значение K ЭВ = 0,41.

Анализ показывает большое значение Т ДО, что объясняется необходимостью снятия и установки вновь люка с большим количеством крепежных элементов.

Если для этого агрегата рассчитать коэффициент легкосъемности, то исходными данными будут NЭС = 11, NЭД = 28, а расчетное значение K ЛС = 0,28.

Для снятия рулевой машинки привода руля направления требовалось NЭС = 5, NЭД = 28 (для снятия того же лючка, что и при замене киля). Расчетное значение K ЛС = 0,15.

Готовность БВС СЛМТ-10С можно оценить за месячный период эксплуатации, когда проводятся только оперативные виды ТО и текущий ремонт по устранению неисправностей. В среднем для подготовки одного летного дня требовалось два рабочих дня ТО. При условии, что t = 30, tТО = 18 и t Г = 12, расчетные значения коэффициентов готовности K Г = 0,4 и простоя K П = 0,6.

Полученные результаты для БВС СЛМТ-10С не в лучшую сторону отличаются от существующих данных для современных гражданских пилотируемых воздушных судов, однако отражают современное состояние ЭТ для экспериментальных БВС и могут быть использованы как базовые при создании и эксплуатации аналогичных БВС.

1. Показатели ЭТ являются объективными критериями оценки уровня ЭТ и совершенства конструкции БВС.

2. Для оценки ЭТ БВС можно использовать количественные показатели ЭТ, предложенные в данной работе.

3. При разработке перспективных БВС невоенного назначения требуется обеспечивать высокий уровень ЭТ, для чего следует проводить оценку ЭТ, направленную на выявление причин, снижающих ЭТ, и разработку мероприятий по их устранению.

1. Попов, В.А. Беспилотники: Конверсия по-американски [Текст] / В.А. Попов, Д.В Федутинов // Вестник авиации и космонавтики. Аэрокосмический журнал. – Вып. 1. – М., 2007. – С. 39 - 41.

2. Малов, Ю.И. Беспилотная авиация: от экспериментов к бизнесу [Текст] / Ю.И. Малов //Военный парад. – Вып. 4. – М.: Военный парад, 2009. – С. 10 - 11.

3. Литвинов, А. Безпілотники та єдина система повітряного спостереження для України [Текст] / А. Литвинов // Камуфляж. – Вип. 3. – К.:

Прес-КІТ, 2011. – С. 7 - 9.

4. Анцелиович, Л.Л. Надежность, безопасность и живучесть самолета [Текст] / Л.Л. Анцелиович. – М.: Машиностроение, 1985. – 296 с.

5. Пугачев, А.И. Техническая эксплуатация летательных аппаратов [Текст] / А.И. Пугачев. – М.: Транспорт, 1969. – 480 с.

6. Чекунов, Е. Применение БЛА ВС США в военных конфликтах [Текст] / Е. Чекунов // Зарубежное военное обозрение. – Вып. 7. – М.:

Красная Звезда, 2010. – С. 41 - 50.

ТЕХНОЛОГИЯ ПОЛУЧЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ

ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

С ПРИМЕНЕНИЕМ ПЛЕТЕНОЙ АРМАТУРЫ

Снижение массы конструкций авиакосмической техники является комплексной проблемой первостепенной важности, одним из путей решения которой является применение новых полимерных композиционных материалов (ПКМ) в конструкциях агрегатов. Все более широкое применение ПКМ в агрегатах АКТ требует не только разработки новых материалов и технологий, но и сокращения трудоемкости производства агрегатов, автоматизации и роботизации технологических процессов, так как ручная выкладка занимает более 40% от общей трудоемкости изготовления композитных конструкций.

В настоящее время изготовление сложнопрофильных и интегральных конструкций из классических типов материалов все более затрудняется по причине сложности их раскроя и необходимости ручной выкладки в зонах сложных переходов и усилений. Эта тенденция подталкивает использовать нетрадиционные методы и подходы к изготовлению элементов конструкций из композитов. Одним из вариантов является использование плетеных заготовок (преформ), которые изготавливают на ткацких и оплеточных машинах (см. рис. 1). Плетеная арматура обладает высокой подвижностью нитей, которые могут укладываться на криволинейные поверхности без складок, формируя, таким образом, сложные поверхности.

Рисунок 1 – Получение плетеной арматуры на оправке По результатам анализа иностранной литературы [1] считается, что технологический процесс плетения может оказаться весьма перспективным при изготовлении преформ с возможностью получения заданного профиля. В ходе своего развития эта технология стала обретать многие преимущества, такие, как сокращение цикла изготовления профильных деталей, снижение производственных расходов за счет механизации процесса и уменьшения доли ручного труда, возможность применения в серийном производстве. Однако вопросы изготовления конструкций с применением плетеной арматуры и технология ее использования являются нерешенными в полной мере в условиях отечественного производства.

Очевидно, что наиболее перспективной областью применения этого типа армирующего материала будут интегральные профильные и трубчатые монолитные конструкции по причине того, что за один технологический цикл формования можно получать готовые детали без применения дополнительных приспособлений для намотки или выкладки этого материала. Например, применение плетеных преформ в многослойных трубчатых конструкциях более чем оправдано, т.к. отсутствует необходимость в операции намотки, что позволяет значительно сократить трудоемкость производства.

Известно, что технология применения шнуровой арматуры или плетеных преформ отличается от классических методов и для реализации ее максимальной эффективности необходимо использование безавтоклавных методов формования, таких, как RTM, RFI методы или способ вакуумной инфузии. Суть первого метода (RTM) заключается в инжекции смолы под давлением в закрытую форму, в которой находится сухая заготовка. Во втором случае (RFI) вместо жидкой смолы используется пленочное связующее, которое под действием температуры расплавляется и пропитывает сухой наполнитель в процессе формования. Данные методы получили широкое распространение благодаря ряду особенностей и преимуществ:

- получение стабильных размеров изделий;

- получение деталей с высокими физико-механическими характеристиками;

- отсутствие контакта рабочего персонала с вредными парами связующих и др.

Основываясь на вышесказанном, было принято решение об изготовлении образцов элементов конструкций и опробования плетеной арматуры на реальных конструкциях в условиях существующего производства.

На первом этапе были изготовлены элементы шпангоута швеллерного сечения методом вакуумной инфузии и внутренний набор клиновидного трубчатого заполнителя крышки сопла мотогондолы с применением пленочного связующего по технологии RFI. Полученные натурные образцы показаны на рис. 2.

а – элемент шпангоута, полученного методом вакуумной инфузии;

б – клиновидный трубчатый заполнитель для крышки сопла Визуальный и физико-химический контроль показал, что армирующий материал в конструкции шпангоута и клиновидного трубчатого заполнителя крышки сопла был пропитан удовлетворительно - содержание связующего в пластике - более 30%. Наблюдались равномерная монолитность и пропрессовка ПКМ. Для получения более высоких характеристик содержания связующего необходимо уменьшать вязкость смолы при пропитке плетеной арматуры методом вакуумной инфузии, т.к. высокая вязкость смолы не позволяет ей быстро проникать в плотную структуру армирующего наполнителя и равномерно распределяться по всему пакету. Однако следует учитывать, что для каждой марки плетеной арматуры необходимо подбирать свою концентрацию (от этого зависит процент содержания растворителя) и вязкость связующего для получения качественной пропитки армирующего материала. В случае пропитки RFI методом необходимо учитывать плотность пленочного связующего и армирующего материала, укладывая слои пленки так, чтобы получить содержание связующего в пластике около 40%. В нашем случае плотность пленочного связующего составляла 120 г/м2, а плотность плетеной арматуры на основе стеклянных волокон марки 144/ составляла 185 г/м.п.

В итоге можно сказать, что комбинация двух передовых технологических процессов – плетения заготовок и процессов безавтоклавного формования, дает неплохой результат. Появилась новая возможность создавать профильные конструкции из композитов для объектов АКТ, однако для этого необходимо провести ряд опытно-конструкторских и экспериментальных работ, направленных на отработку этой технологии, определения степени управляемости (контроля) технологического процесса на всех этапах производства. Ведь в настоящее время отечественному авиастроению предстоит решать многие задачи, направленные на освоение и внедрение новых технологических процессов, таких, как RTM, инфузионная пропитка под вакуумом, модернизация производства для достижения уровня ведущих компаний в части создания интегральных и силовых конструкций из композиционных материалов. Одним из таких процессов является изготовление композитных конструкций с применением плетеной арматуры в сочетании с безавтоклавными методами формования.

1. Resin Infusion With Braided Preform Concept for Aircraft Fuselage Frames. – SEICO 11 Paris – 32th International Conference, - Dr. Le Huong Nguyen, Dr. Konstantin Horejsi, Dr. Kristian Bartz, Dr. Johannes Noisternig, FACC AG 4910 Reid, Austrua.

Национальный аэрокосмический университет

МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ПОТЕРЬ НА БАЛАНСИРОВКУ САМОЛЕТА

С УЧЕТОМ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ

НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

Обеспечение требуемой балансировки самолета является одним из обязательных условий компоновки его несущих поверхностей. Реализуется это требование с помощью системы "крыло + хвостовое оперение".

Агрегаты хвостового оперения – стабилизатор (ГО) и киль (ВО) обеспечивают балансировку самолета на основе выражения [1] вокруг осей oz и oy с учетом всех сил, действующих на самолет в данном режиме полета (рис. 1).

В выражении (1) Sго, Sво – относительные величины площадей ГО и ВО; А го, Вво – статические моменты площадей ГО и ВО.

Рисунок 1 – Схема сил и плеч, обеспечивающих продольную статическую устойчивость самолета Для отыскания достаточных значений А го в настоящее время используют метод «граничных линий» [2], позволяющий обеспечить минимально допустимую степень продольной статической устойчивости по перегрузке (при предельно задней центровке x т пз ).

Рисунок 2 Граничные линии и область выбора параметров А го и x т :

1 – минимально допустимая степень продольной статической устойчивости;

2 – балансировка самолета на больших углах атаки крыла По данным работ [2, 3] требование минимально допустимой степеC ни продольной статической устойчивости по перегрузке mz min при задy ней центровке x т пз записывается в следующих параметрах:

Из этого неравенства получают условие для выбора коэффициента статического момента горизонтального оперения где xFб го – относительное расстояние от фокуса самолета до носка САХ (без ГО); x т пз – относительное предельно заднее расстояние от ц.м. до носка САХ; – изменение угла скоса потока при единичном изменении угла атаки крыла; С y – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки крыла; k го – коэффициент торможения потока в области ГО; го – производная коэффициента подъемной силы ГО по углу атаки ГО.

Построенные по выражению (1) в координатах x т А го граничные линии образуют так называемый «крест» (рис. 2), обозначающий область выбора значений А го в зависимости от диапазона разбега центровок x т пз x т пп.

Как видно из рис. 2, с увеличением разбега центровок потребные значения А го увеличиваются. Наименьшее потребное значение А го min, определяемое точкой пересечения двух граничных линий, обеспечивает удовлетворение обоих условий при единственном положении центра масс без разбега центровок.

Из обстоятельного анализа, показаного на рис. 2, следует также, что в существующих моделях проектирования не отслеживается влияние формы крыла и его геометрических параметров на характеристику А го ( mz ), что не подтверждается практикой создания самолетов.

В данной работе ставится задача учета влияния формы крыла по виду в плане и его геометрических параметров (сужения, координат изломов по размаху крыла zн и площадей "наплывов" по передней и задней кромкам Sн ), на степень продольной статической устойчивости mz и потерю аэродинамического качества K max, связанную с обеспечением балансировки самолета.

В работе [4] предложен метод интегрированного формирования геометрии системы несущих поверхностей "крыло + оперение" по частным критериям эффективности, одним из которых является коэффициент формы крыла по виду в плане Как вытекает из этого метода [4], коэффициент формы крыла Кфм и статический момент горизонтального оперения А го связаны друг с другом соотношением где эф – эффективное удлинение крыла.

Сопоставляя выражения (3) и (5), следует иметь в виду, что величина Кфм в существенной мере зависит от геометрической формы крыла и ее параметров. Изменения этой величины для одной из форм (трапециевидного крыла, полуразмах которого по виду в плане образован двумя трапециями с одной координатой излома zн с наплывами Sн ) показаны на рис. 3.

Рисунок 3 Зависимость Кфм от геометрических параметров крыла, zн и Sн Как видим, диапазон изменений Кфм достигает 20% его номинального значения. А это означает, что критерий Кфм оказывает существенное влияние на величину А го (5). Такая зависимость А го от параметров крыла Кфм (, Sн, zн ) позволяет скорректировать допустимую степень статической устойчивости по перегрузке с учетом совокупности геометрических параметров системы «крыло + горизонтальное оперение»

С введением в условие статической балансировки частных критериев эффективности несущих поверхностей появилась возможность оценить влияние наиболее важных геометрических параметров крыла на величину mz min.

Аналогично может быть учтено влияние Кфм и на вторую граничную линию (поз. 2, рис. 2) диапазона центровок x т при увеличении С y.

При рассмотрении совместной эффективности системы несущих поверхностей (крыло + оперение) неизбежно возникает вопрос о минимизации потерь на балансировку самолета. Эти потери возникают, как только на горизонтальном оперении возникает подъемная сила.

В работе [3] показано, что минимальное значение величины C x бал где или при = 0;

Рисунок 4 Схема влияния частных критериев эффективности несущих поверхностей на балансировочную поляру самолета:

1 – самолет без ГО; 2 – самолет с ГО при mCy = 0 ; 3 – балансировочная поляра, поz строенная с учетом частных критериев эффективности крыла и ГО;

4 – балансировочная поляра самолета с исходными параметрами крыла и горизонтального оперения где Lго определяется соотношением (5) Учитывая приведенные зависимости, по выражению (7) можно построить балансировочные поляры для самолета с исходной системой несущих поверхностей, а также с крылом и горизонтальным оперением, сформированным с учетом частных критериев их эффективности, т.е. с уменьшенной величиной Схi (рис. 4).

Как следует из приведенного рисунка, балансировка самолета приводит к увеличению отвала поляры, т.е. к снижению аэродинамического качества. При этом величина потерь на балансировку определяется не только мерой продольной статической устойчивости mz, но и частным критерием аэродинамической эффективности Кфм (рис. 5).

Рисунок 5 Влияние частного критерия эффективности несущих поверхностей Кфм на изменение величины максимального аэродинамического качества при обеспечении балансировки самолета:

1 – Кфм=1,081; 2 – Кфм = 1,093; 3 – Кфм=1,137 при Суть явления заключается в том, что предложенный метод [4] выбора геометрических параметров совокупности несущих поверхностей на основе частных критериев их эффективности приводит к существенному уменьшению индуктивного сопротивления рассматриваемой системы несущих поверхностей, а значит, и к уменьшению потерь на балансировку самолета (рис. 5).

Наиболее характерной величиной для самолетов транспортной каCy тегории является значение mz = 0,15. Как следует из данных, показанных на рис. 5, потери аэродинамического качества на балансировку самолета снижаются на 7…9 %, при использовании крыльев с коэффициентом формы Кфм = 1,081.

Частный критерий Кфм – коэффициент формы трапециевидного крыла оказывает существенное влияние на условия статической балансировки самолета. С учетом этого обстоятельства известное неравенство допустимой степени статической устойчивости по перегрузке системы "крыло + горизонтальное оперение" преобразовано к виду в которое вошли такие геометрические параметры крыла и оперения, как эф,, Кфм, Lго, Lво, Вво, что следует учесть на этапе предварительного проектирования самолета.

Предложенная методика оценки влияния геометрических параметC ров системы "крыло + оперение" на величину mz min позволила количеy ственно минимизировать их влияние на величину неизбежных потерь на балансировку. Показано, что выбор геометрических параметров системы несущих поверхностей при нормируемом запасе статической устойчивости позволяет снизить потери аэродинамического качества на балансировку самолета на 7…9%, а значит, увеличить дальность полета и снизить километровый расход топлива.

1. Кюхеман, Д. Аэродинамическое проектирование самолетов [Текст]/ Д.Кюхеман. – М.: Машиностроение, 1983. – 367 с.

2. Егер, С.М. Проектирование самолетов [Текст]/ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с.

3. Остославский, И.В. Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов [Текст] / И.В. Остославский, И.В. Стражева. – М.: Машиностроение, 1965. – 387 с.

4. Рябков, В.И. Метод формирования геометрических параметров несущих поверхностей самолетов транспортной категории на основе частных критериев и интегральных показателей их эффективности [Текст] / В.И. Рябков, Д.В. Тиняков // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". – Вып. 52 – Х., 2011.

Национальный аэрокосмический университет

ЦИКЛИЧЕСКИЕ ДЕФОРМАЦИОННЫЕ И УСТАЛОСТНЫЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ СПЛАВА Д16АТ

ПРИ ПРОГРАММНОМ НАГРУЖЕНИИ.

СООБЩЕНИЕ 2. АМПЛИТУДА ОСТАТОЧНОЙ ДЕФОРМАЦИИ

Характерной особенностью спектров нагружения авиационных конструкций является наличие огибающего цикла нагружения, который существенно (более чем в 2 раза) превосходит остальные циклы по амплитуде и встречается один раз за типовой полет. В качестве законов распределения повторяемости нагрузок для тяжелых пассажирских и транспортных самолетов применяются экспоненциальный закон [1, 2] и закон Рэлея [3]. Однако гипотеза линейного суммирования повреждений, широко использующаяся в авиационной отрасли в настоящее время, дает существенную систематическую ошибку не в запас долговечности именно для таких спектров нагрузок [4, 5]. Поэтому чрезвычайно актуальным является применение энергетической гипотезы суммирования усталостных повреждений. Использование такого физически ясного критерия разрушения реализовано в рамках метода расчета долговечности по локальному напряженно-деформированному состоянию. Для расчета долговечности по этому методу необходимо знать параметры локального цикла деформирования материала в концентраторе напряжений. Их определение проводится на основе деформационных и усталостных характеристик материала, полученных в однородном поле напряжений при испытаниях гладких образцов при регулярном и нерегулярном программном нагружениях.

В данной работе приведены результаты экспериментальных исследований усталостной долговечности алюминиевого сплава Д16АТ при мягком программном асимметричном нагружении. Под мягким нагружением подразумевают нагружение с контролируемой амплитудой напряжений. Эти испытания, а также испытания при симметричном программном нагружении, изложенные в работе [6], выполнены с целью получения циклических деформационных и усталостных характеристик данного материала при нерегулярном программном нагружении. Проведено сопоставление накопленного повреждения, рассчитанного по гипотезе линейного суммирования и согласно энергетическому критерию усталостного разрушения. Предложено объяснение систематическому расчету не в запас долговечности по гипотезе линейного суммирования на высоких уровнях нагрузок. Сформирована модель расчета амплитуд остаточных деформаций при программном нагружении без учета циклического упрочнения с наработкой (кинетики остаточной деформации).

Экспериментальное оборудование. Исследования выполнены с использованием испытательного комплекса на базе машины УММ [7]. Все усталостные испытания проведены при частоте нагружения 12,5 Гц в условиях нормальной температуры (20°C).

Измерение деформации проведено в однородном поле напряжений (в рабочей части гладких образцов) с помощью тензометров арочного типа, в которых применены фольговые тензодатчики КФ-5П, соединенные по мостовой схеме.

Эксперименты выполнены на стандартных гладких образцах [6].

Материал образцов – лист Д16АТ толщиной 6 мм. Образцы испытаны при нагрузках, соответствующих долговечности 6 – 60 блоков нагружения, что соответствует 5·104 – 5·105 циклов до разрушения.

Распределение амплитуд напряжений в блоке – экспоненциальное.

Параметры распределения аналогичны приведенным в [6]. Общее число циклов на всех ступенях в одном блоке нагружения – 6000. Блок состоит из 10 ступеней. Испытания проведены при средних напряжениях, равных 80, 145 и 195 МПа. Также проведены фрагментарные испытания при сжимающих средних напряжениях, равных минус 80 МПа.

Необходимо отметить, что одной из особенностей конструкции электромеханических усталостных машин является сравнительно медленное изменение амплитуды нагрузки, которое не позволяет выполнить переход от одной ступени к другой в течение одного цикла нагружения. В связи с этим между ступенями присутствуют переходные участки с изменяющейся в течение 50 – 1000 циклов амплитудой нагружения. Измерения деформаций на таких переходных участках не проводились.

Определение средних амплитуд остаточных деформаций на ступенях. Амплитуда остаточной деформации соответствует амплитуде деформаций при средних напряжениях.

В результате проведенных экспериментов получены зависимости амплитуд остаточной деформации, измеренных на каждой ступени блоков нагружения, от наработки n/N. Пример зависимости остаточной деформации от наработки приведен на рисунке 1.

Рисунок 1 – Зависимость амплитуды остаточной деформации от наработки при программном нагружении, a max = 300 МПа Изменение остаточной деформации с наработкой (кинетика) в пределах одной ступени незначительно вследствие ее относительно небольшой длительности. Различие текущих значений амплитуд остаточных деформаций на ступени объясняется экспериментальными разбросами. Поэтому значения амплитуды остаточной деформации на каждой ступени усреднены:

где ni нач – число отработанных циклов к началу текущей ступени;

ni – число циклов наработки на ступени.

Примеры типовых зависимостей амплитуд остаточных деформаций гружения, показаны на рисунке 2. Различными маркерами показаны значения остаточных деформаций, соответствующих разным блокам нагружения. Цифрой обозначен номер блока.

Рисунок 2 – Зависимости значений амплитуд остаточных деформаций от амплитуд напряжений:

б – экспоненциальный закон; a max =240 МПа; m =145 МПа По совокупности испытаний установлено, что зависимости амплитуд остаточных деформаций от напряжений имеют перелом на уровне 230…260 МПа, который значителен на нескольких первых блоках нагружения, а затем постепенно сглаживается. Перелом по уровню напряжений близок к перелому основной диаграммы деформирования при регулярном нагружении, равному ap = 240 МПа [8].

Зависимость значений амплитуды остаточной деформаций от амплитуд напряжений в логарифмических координатах может быть без существенной погрешности описана двумя линейными функциями: выше и ниже перелома диаграммы.

Соотношение между амплитудами остаточных деформаций при переходах со ступени на ступень в блоке нагружения имеет вид, аналогичный уравнению, предложенному в работе [9]:

где max – амплитуда остаточных деформаций на максимальной ступени текущего блока при амплитуде напряжений a max ;

с – параметр материала.

При аппроксимации использованы два значения параметра c : ниже и выше перелома ( c1 и c 2 соответственно):

a p – амплитуда напряжений, соответствующих точке перелома диаграммы деформирования. Принято, что напряжения точки перелома соответствуют таковым при регулярном нагружении.

Определение значений параметров c1, c 2. Значения параметров c1, c 2 вычислены для каждого блока нагрузок во всех экспериментах как тангенсы углов наклона аппроксимирующих прямых выше и ниже точки перелома. Параметры c1 и c 2 определены для каждого из экспериментов, проведенных при асимметричном и симметричном нагружениях. Получены зависимости c1 и c 2 от числа блоков нагружения.

Установлено, что значения c1 и c 2 близки для экспериментов с различными уровнями максимальных напряжений в блоке. Поэтому их значения усреднены для каждого номера блока по всем экспериментам с одинаковым законом распределения амплитуд напряжений. Полученная по результатам симметричного нагружения зависимость параметров c1, c 2 от блока к блоку показана на рисунке 3.

Рисунок 3 – Зависимость параметров с1, с2 от номера блока при симметричном нагружении с различными законами распределения Величины c для рассмотренных законов распределения амплитуд напряжений близки. Отличие параметров c для различных распределений не превышает разбросов от блока к блоку и от эксперимента к эксперименту при одном распределении. Принято, что величина параметра c не зависит от закона распределения амплитуд напряжений.

В связи с этим испытания при асимметричном нагружении проведены только при одном законе распределения напряжений – экспоненциальном. Средние напряжения m составили 80, 145 и 195 МПа. Проведены также фрагментарные испытания при сжимающих средних напряжениях, равных минус 80 МПа. Ограниченность уровней нагружения при сжимающих средних напряжениях вызвана тем, что при напряжениях, превышающих минус 320 МПа, образец теряет устойчивость. С другой стороны, при амплитуде напряжений меньше 210 МПа долговечность превышает циклов и величины остаточных деформаций становятся меньше значений, стабильно измеряемых используемым испытательным комплексом.

Результаты испытаний при асимметричном нагружении обработаны аналогично описанной ранее методике.

Зависимости параметров c1 и c 2 от номера блока, полученные в результате испытаний при ассиметричном нагружении, показаны на рисунке 4. Для сравнения приведены также значения c1 и c 2, полученные при симметричном нагружении, усредненные по всем законам распределения напряжений.

Установлено, что величины параметров c не зависят от средних напряжений. Различия величин c при разных средних напряжениях лежат в полосе разброса значений c от блока к блоку.

Разбросы величин c, наблюдаемые в экспериментах, могут быть объяснены весьма малыми значениями амплитуды остаточной деформации и относительной ширины петли гистерезиса.

Рисунок 4 – Зависимость параметров c1, c 2 от номера блока Например, для программ нагружения, в которых a max = 210 МПа, величины могут быть менее ar = at – амплитуда полной деформации. Такие параметры петли гистерезиса являются предельными по точности измерения данного комплекса [7].

Зависимость параметров c1, c 2, усредненных по всей совокупности проведенных экспериментов при симметричном и асимметричном нагружениях, от номера блока показана на рисунке 5.

Рисунок 5 – Зависимость параметров с1, с2 от номера блока Можно отметить, что в большинстве экспериментов наблюдается незначительное уменьшение величины с1 на протяжении начальных 4 – 14 блоков. Затем значение с1 стабилизируется и практически не изменяется до разрушения. Параметр с1 усреднен по всей совокупности экспериментов. В результате установлено, что с1 = 0,7.

Параметр с2, наоборот, существенно увеличивается на протяжении начальных 2 – 3 блоков с 0,3 до 0,6…0,7. После чего он также практически постоянен до разрушения образца. Среднее значение параметра с после стабилизации равно 0,65. Принято, что с2 на первом блоке нагрузок равен тангенсу угла наклона основной диаграммы циклического деформирования m2 = 0,25 [8], а затем с1 = с2 = 0,7.

Определение усредненных по всем блокам амплитуд остаточных деформаций на ступенях. Проведено усреднение амплитуд остаточных деформаций на каждой ступени по всем блокам нагружения до разрушения для каждого эксперимента. Зависимости усредненных амплитуд остаточных деформаций ar от амплитуд максимальных напряжений, соответствующих максимальным ступеням, показаны на рисунке 6. На рисунке показано также их сравнение с аналогичной зависимостью при регулярном нагружении, взятой из работы [8].

Экспоненциальное распределение, m=195 МПа Средние напряжения m =195 МПа Средние напряжения m = -80 МПа Рисунок 6 – Средние амплитуды остаточной деформации на максимальной ступени при программном и регулярном нагружениях Как видно из приведенных рисунков, величины средних остаточных деформаций ar, соответствующих амплитуде напряжений на максимальной ступени нагружения в блоке, близки к значениям средних амплитуд остаточных деформаций, полученных при регулярном нагружении с такой же амплитудой напряжений.

Зависимости средних амплитуд остаточных деформаций ar на всех ступенях от амплитуд соответствующих напряжений показаны на рисунке 7.

Регулярное нагружение, m=80 МПа Регулярное нагружение, m=195 МПа Средние напряжения m =195 МПа Средние напряжения m = -80 МПа Рисунок 7 – Средние амплитуды остаточной деформации при программном и регулярном асимметричных нагружениях Установлено, что при программном асимметричном нагружении величины средней остаточной деформации ar на следующих после максимальной ступенях существенно больше, чем при регулярном нагружении. Это согласуется с результатами, полученными при симметричном нагружении.

Полученный результат может объяснить систематическую ошибку не в запас долговечности, возникающую при прогнозировании долговечности на основе базовой кривой выносливости при регулярном нагружении и гипотезы линейного суммирования повреждений.

Зависимости средних по всем блокам значений остаточных деформаций ar i на i-х ступенях от амплитуд напряжений в логарифмических координатах аппроксимированы двумя линейными функциями аналогично аппроксимации по блокам:

где ar p Величины c1, c 2 определены как тангенсы углов наклонов зависимостей амплитуд остаточных деформаций ar i от амплитуд напряжений a i выше и ниже их перелома.

Отличия значений c1, c 2 для трех законов распределений амплитуд напряжений при симметричном нагружении, а также для ряда средних напряжений не превосходят разбросов от эксперимента к эксперименту. Поэтому эти величины были усреднены по всем экспериментам:

- среднее значение параметра с выше перелома: c 2 = 0,45 ;

- среднее значение параметра с ниже перелома: c1 = 0,7.

На основе проведенных исследований сформирована модель изменения остаточной деформации при программном нагружении без учета кинетики амплитуды остаточной деформации с наработкой.

Модель расчета амплитуды остаточной деформации при программном нагружении без учета кинетики остаточной деформации с наработкой. Кинетика амплитуды остаточной деформации в концентраторе напряжений существенно ослаблена по сравнению с гладким материалом. Это позволяет предложить приближенную модель определения амплитуды остаточной деформации при блочном нагружении, которая основывается на средних значениях остаточной деформации.

В работе [6] установлено, что значение остаточной деформации ar, полученное усреднением ar по всем максимальным ступеням в блоках, меньше либо равно средней остаточной деформации на таком же уровне напряжений при регулярном нагружении. Этот вывод был сделан на основе испытаний гладких образцов сплава Д16АТ симметричным нагружением по трем законам распределения амплитуд напряжений. В рассматриваемой работе полученный вывод распространен и на асимметричное нагружение.

Поэтому в запас долговечности можно принять, что средние значения амплитуд остаточных деформаций на максимальной ступени равны таковым при регулярном нагружении.

Необходимо отметить, что такое допущение правомерно только для таких распределений нагрузок, в которых наработка на максимальной ступени блока намного меньше наработки на остальных ступенях, а число блоков до разрушения велико. Очевидно, что спектры нагружения авиационных конструкций, в которых огибающий цикл встречается один раз за типовой полет, как раз относятся к таким видам распределения.

В приведенной ниже модели также принято допущение о том, что величина текущей остаточной деформации на ступени равна среднему по всем ступеням до разрушения значению остаточной деформации *. Это допущение также приводит к расчету в запас долговечности.

Тогда модель расчета амплитуды остаточной деформации сплава Д16АТ при программном нагружении будет иметь следующий вид:

1. Величина среднего значения амплитуды остаточной деформации на максимальной ступени нагружения в блоке не зависит от закона распределения амплитуд напряжений и равна среднему значению величины остаточной деформации при регулярном нагружении с такой же амплитудой напряжений:

K m, m1, m2 – параметры материала при регулярном нагружении [8].

2. Средние значения величин амплитуд напряжений на последующих (i-х) ступенях нагружения в блоке определяются согласно выражению (2):

При этом значения параметров с*1, с*2 не зависят от величин средних напряжений.

Предложенная модель с учетом указанных допущений может быть использована для вычисления параметров локального цикла деформирования материала в концентраторе напряжений приближенно, без учета кинетики остаточной деформации.

Расчет накопленного повреждения по энергетическому критерию и гипотезе линейного суммирования. Проведен анализ величин повреждений, накопленных до разрушения образцов. Выражения для определения накопленных повреждений приведены в [6].

Результаты расчета накопленного повреждения для испытаний при асимметричном нагружении приведены на рисунке 8.

Повреждение по гипотезе линейного суммирования в среднем равно 1,26, но для программ нагружения с большими максимальными амплитудами напряжений систематически уменьшается. При этом для уровня средних напряжений, равных 145 МПа, повреждение достигает величины 0,8 уже при максимальной амплитуде, равной 270 МПа, что приведет к расчету не в запас долговечности. Таким образом, изменение повреждения от уровня максимальных напряжений при асимметричном нагружении качественно совпадает с результатами, полученными при симметричном нагружении [6].

Повреждение, вычисленное по энергетическому критерию разрушения, в среднем равно 1,24 и систематически больше 1, что обеспечивает расчет долговечности в запас. Несколько большее среднее значение повреждения при асимметричном нагружении по сравнению с симметричным (1,08) [6] может быть объяснено систематическим завышением величин амплитуды остаточной деформации на ступенях с низкими уровнями напряжений. К такому завышению могут приводить электромеханические шумы испытательной машины, которые при асимметричном нагружении существенно больше по своей величине.

0. Рисунок 8 – Накопленные до момента разрушения повреждения Сводные результаты для испытаний при симметричном и асимметричном нагружениях приведены на рисунке 9.

Рисунок 9 – Накопленные до момента разрушения повреждения при симметричном и асимметричном нагружениях В результате можно прийти к заключению, что выводы, сделанные на основе испытаний при симметричном нагружении, могут быть распространены и на асимметричное нагружение. Видно, что гипотеза линейного суммирования систематически занижает долговечность (в 1, раза и более) на малых уровнях нагружения, а на высоких уровнях нагрузки может завышать более чем в 1,3 раза. Вычисление повреждения в соответствии с энергетическим критерием приводит к расчету в запас долговечности во всем исследованном диапазоне нагрузок (от 1,1 до 1, раза).

Получены зависимости значений амплитуд остаточных деформаций ar от амплитуд напряжений для трех законов распределения амплитуд напряжений и ряда уровней средних напряжений. Установлено, что на высоких уровнях нагрузки средние значения остаточных деформаций ar на ступенях значительно больше, чем величины остаточных деформаций при регулярном нагружении. Это объясняет систематический расчет не в запас долговечности по гипотезе линейного суммирования повреждений при таких уровнях нагрузок. При этом повреждение, вычисленное по энергетическому критерию усталостного разрушения, во всем диапазоне нагрузок превышает 1, что обеспечивает расчет долговечности в запас.

По полученным зависимостям определены значения параметров с и с2, характеризующих изменение остаточных деформаций при программном нагружении. Установлено, что величины параметров с1 и с2 не зависят от закона распределения и величины средних напряжений.

Предложена модель расчета амплитуды остаточной деформации при программном нагружении без учета кинетики. Модель основана на использовании параметров с*1, с*2, характеризующих тангенс угла наклона зависимости средних остаточных деформаций ar от амплитуд напряжений. Эта модель необходима для расчетов долговечности элементов конструкций с концентраторами напряжений по локальному напряженно-деформированному состоянию.

1. Тейлор, Дж. Нагрузки, действующие на самолет [Текст]:

пер. с англ. / Дж. Тейлор. – М.: Машиностроение, 1971. – 371 с.

2. Стрижиус, В.Е. Типизированная программа нагружения элементов конструкции крыла регионального транспортного самолета [Текст] / В.Е. Стрижиус // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС. – М., 2006. – С. 145 – 154.

3. Райхер, В.Л. Гипотеза спектрального суммирования и ее применение для определения усталостной долговечности при действии случайной нагрузки [Текст] / В.Л. Райхер. – М.: Изд. отдел ЦАГИ, 1969. – 38 с.

4. Басов, В.Н. Экспериментальное исследование усталостной долговечности конструктивного элемента при условиях нагружения, характерных для крыла пассажирского самолета [Текст] / В.Н. Басов, А.З. Воробьев, Ю.А. Свирский // Труды ЦАГИ. – Вып. 2117. – М.:

Изд. отдел ЦАГИ, 1981. – С. 3 – 13.

5. Басов, В.Н. Особенности усталостной долговечности современных алюминиевых сплавов при нерегулярном нагружении [Текст] / В.Н. Басов, Г.И. Нестеренко // Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций: сб. науч. работ. Труды ЦАГИ. – Вып. 2675. – М.: Изд.

отдел ЦАГИ, 2007. – С. 174 – 180.

6. Черных, А.А. Циклические деформационные и усталостные характеристики сплава Д16АТ при программном нагружении. Сообщение 1.

Накопленное повреждение при симметричном нагружении по трем законам распределения амплитуды напряжений [Текст] / А.А. Черных, А.С. Третьяков // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4 (60). – Х., 2009. – С. 64 – 76.

7. Фомичев, П.А. Методика экспериментальных исследований циклических деформационных и усталостных характеристик конструкционных материалов [Текст] / П.А. Фомичев, А.С. Третьяков, А.А. Черных // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 2 (53). – Х., 2008. – С. 24 – 34.

8. Третьяков, А.С. Циклические деформационные и усталостные характеристики сплава Д16АТ при асимметричном мягком регулярном нагружении [Текст] / А.С. Третьяков, А.А. Черных // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр.

Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 3 (59). – Х., 2009. – С. 44 – 52.

9. Фомичев, П.А. Изменение амплитуды пластической деформации при регулярном и программном мягком нагружении сталей [Текст] / П.А. Фомичев, И.Ю. Трубчанин // Пробл. прочности. – Вып. 2. – 1991. – С. 39 – 44.

УДК 621.456.2.02 А.В. Амброжевич, д-р техн. наук,

КОМПЛЕКСНО-СОПРЯЖЕННАЯ МОДЕЛЬ КАТАПУЛЬТЫ

С ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИМ ПРИВОДОМ