НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 1 (57)

2009

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ

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

ISSN 1818-8052

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА

КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1(57) январь–март

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ

Издается с января 1984 г.

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

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

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

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

А.В. Гайдачук, д-р техн. наук, проф.;

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

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

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

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

В.Н. Кобрин, д-р техн. наук, проф.;

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

М.Ю. Русин, д-р техн. наук, проф.;

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

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

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

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

За достоверность информации несут ответственность авторы.

При перепечатке материалов ссылка на сборник научных материалов обязательна.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Электроимпульсная активация воды в процессах очистки промышленных стоков

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

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

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

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

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

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

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

«Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов»

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

постановка проблемы (задачи) в общем виде;

связь с важнейшими научными или практическими задачами;

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

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

постановка задачи;

изложение основного материала исследования с полным обоснованием полученных результатов;

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

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

К опубликованию принимаются статьи, посвященные вопросам и проблемам:

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

аэродинамики и динамики полета;

технологии производства авиакосмической техники;

организации производства авиакосмической техники;

обеспечения безопасности и надежности его функционирования;

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

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

нормирования и расчета внешних воздействий на ЛА;

разработке интегрированных систем проектирования ЛА.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

введение (не обязательно);

основной текст (возможно разделение на подразделы);

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

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

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

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

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

Arial;

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

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

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

10. Физические величины должны приводиться в единицах системы СИ.

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

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

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

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

ИСПЫТАНИЯ НА ПТИЦЕСТОЙКОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ОСТЕКЛЕНИЯ

САМОЛЕТА

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Стендом-мишенью служила кабина самолета АН-24Б.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

46–50.

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

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

ОПТИМИЗАЦИЯ ГЛАДКОЙ ОДНОЗАМКНУТОЙ

ПАНЕЛИРОВАННОЙ ОБОЛОЧКИ

ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

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

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

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

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

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

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

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

(M y ) = z - то же от момента M y ;

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

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

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

Аналогично (3) можно записать:

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

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

который можно представить как сумму механических статических моментов панелей:

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

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

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

Введем обозначение:

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

Составим уравнения равновесия моментов относительно осей OZ* и OY:

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

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

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

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

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

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

F – ометаемая площадь контура;

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

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

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

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

Механические моменты инерции Dz, Dy запишутся следующим образом:

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

Зная ПКС, можно определить сдвиговые деформации:

где G - модуль сдвига стенки оболочки.

Окружное усилие в оболочке определяется формулой:

где - радиус кривизны контура.

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

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

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

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

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

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

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

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

Модули упругости и сдвига пакета определяются по известным формулам:

где для структуры пакета [0°,90°,±]:

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

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

- суммарная толщина пакета.

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

можно определить все упругие характеристики пакета.

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

1. Задать деформации,, (рис. 2).

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

МОДЕЛИРОВАНИЕ СТРУКТУРНЫХ ПАРАМЕТРОВ

И ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ

ТРАНСВЕРСАЛЬНО-АРМИРОВАННЫХ ВОЛОКНИСТЫХ

КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

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

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

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

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

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

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

где - объемное содержание волокон;

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

G12 - модуль сдвига;

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

где коэффициенты граничных условий:

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

где u0 может принимать значение.

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

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

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

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

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

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

( y ) = const.

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

выражению для н ( y ) :

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

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

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

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

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

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

4. Ашкенази Е.К. Анизотропия конструкционных материалов.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

наук. - Харьков, 1991. – ДСП.

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

СТАТИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬ НА ВЫРЫВ И СМЯТИЕ

ВТУЛОК В ПАНЕЛЯХ ИЗ КМ

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

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

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

Соединения материалов из КМ может выполняться следующими путями:

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

– крепления с помощью склеивания КМ;

– сваркой термопластичных материалов.

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

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

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

– необходимость определения коэффициента податливости крепежного элемента;

– необходимость учета прочности КМ на межслойный сдвиг;

– реализуемость толщины клеевой прослойки;

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

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

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

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

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

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

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

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

Трехслойные панели были изготовлены по двум технологиям:

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Ширина доверительного интервала определяется так:

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

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

вырыва втулок в:

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

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

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

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

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

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