WWW.DISS.SELUK.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА
(Авторефераты, диссертации, методички, учебные программы, монографии)

 

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 3 (67)

2011

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ,

МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ

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

ISSN 1818-8052

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА

КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

3(67) июль – сентябрь

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 № 1 от 28.09.2011 г.

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

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

А.В. Гайдачук, д-р техн. наук, проф.;

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

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

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

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

В.Н. Кобрин, д-р техн. наук, проф.;

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

М.Ю. Русин, д-р техн. наук, проф.;

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

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

П.А. Фомичев, д-р техн. наук, проф., лауреат Государственной премии Украины А.В. Кондратьев, канд. техн. наук Ответственный секретарь Свидетельство о государственной регистрации КВ № 7344 от 27.05.2003 г.

За достоверность информации несут ответственность авторы.

При перепечатке материалов ссылка на сборник научных материалов обязательна.

© Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», 2011 г.

Содержание Вниманию авторов………......…......………………………………..…… Кондратьев А.В., Коваленко В.А. Обзор и анализ мировых тенденций и проблем расширения применения в агрегатах ракетно-космической техники полимерных композиционных Литвинова Т.А. Проектирование стрингерных панелей.

Сообщение 1. Обеспечение прочности при нескольких расчетных Фомичев П.А., Бойко Т.С. Выбор допускаемых напряжений, обеспечивающих проектный ресурс регулярной зоны крыла Двейрин А.З. Прочность слоистых пластиков на срез……………… Бетин А.В., Калужинов И.В., Дунаев А.А. Формирование целевой функции для оптимизации параметров системы запуска беспилотного самолета гражданского назначения…………………... Трубчанин И.Ю., Гребенюк Я.В. О параллельности диаграмм деформирования сталей при асимметричном циклическом Середа В.А. Оптимизация параметров старта беспилотного летательного аппарата с помощью реактивной тележки…………… Ляхно В.Ю., Кивиренко О.Б., Варнас Р.В., Мудрый А.А.

Разработка стеклопластиковых оболочек гелиевого криостата для создания магнитного энцефалографа………………………………….. Бетина Е.Ю., Калужинов И.В. Подобие формы в задаче обеспечения геометрического подобия при моделировании полета летательного аппарата в зоне лесного пожара……………... Соловьев А.И., Щербакова Ю.А. Равновесие упругой круговой пластинки, ослабленной нецентральной трещиной…………………. Дронь Н.М., Хорольский П.Г., Дубовик Л.Г. Эффективность одного способа сбора и удаления мелкого космического мусора… Курєннов С.С. Напружений стан клейового з’єднання при поздовжньому пружному ударі зосередженої маси………………….. Афанасьева О.В., Лалазарова Н.А., Попова Е.Г., Свергун Т.Ю.

Исследование режимов многоимпульсного лазерного Довгань А.Н., Зиновьев В.В., Колесник В.П. Исследование теплового потока импульсных генераторов плазмы………………… Рефераты………………………...……………………………….….......... Требования к оформлению и представлению рукописей в ежеквартальный тематический сборник научных трудов Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

«Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов»

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

постановка проблемы (задачи) в общем виде;

связь с важнейшими научными или практическими задачами;

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

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



постановка задачи;

изложение основного материала исследования с полным обоснованием полученных результатов;

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

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

К опубликованию принимаются статьи, посвященные вопросам и проблемам:

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

аэродинамики и динамики полета;

технологии производства авиакосмической техники;

организации производства авиакосмической техники;

обеспечения безопасности и надежности его функционирования;

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

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

нормирования и расчета внешних воздействий на ЛА;

разработке интегрированных систем проектирования ЛА.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

введение (не обязательно);

основной текст (возможно разделение на подразделы);

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

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

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

стили - Text: Arial, Italic; Function: Arial, Italic; Variable: Arial, Italic;

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

Number: Arial;

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

Sub- Symbol – 12 pt.

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

9. Текст реферата печатается на русском, украинском и английском языках и должен соответствовать краткому содержанию основных результатов (объем не менее 500 знаков и не должен превышать четырнадцати строк). На отдельной строке после реферата печатаются ключевые слова или их сочетания (не более пяти слов или словосочетаний, разделенных запятой).

10. Физические величины должны приводиться в единицах системы СИ.

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

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

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

ОБЗОР И АНАЛИЗ МИРОВЫХ ТЕНДЕНЦИЙ И ПРОБЛЕМ

РАСШИРЕНИЯ ПРИМЕНЕНИЯ В АГРЕГАТАХ

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

Анализ применения полимерных композиционных материалов (ПКМ) в изделиях ракетно-космической техники (РКТ) позволяет выявить определенные тенденции роста объема и уровня ответственности конструкций из композитов. Наиболее значимые из этих тенденций и соответствующих им вероятных причин их возникновения представлены в виде блок-схемы на рис. 1 в порядке их проявления.

Рисунок 1 – Тенденция роста применения ПКМ в конструкциях РКТ Ниже приведена краткая информация, подтверждающая каждую из выявленных тенденций.

Рост объема применения ПКМ на примере углеволокон в различных сферах, и в частности в изделиях РКТ демонстрируют рис. 2 и табл. 1 [1].

Рисунок 2 – Структура мирового потребления углеволокна Таблица 1 – Емкость мировых рынков по отраслям потребления Машиностроение, атомная энергетика, медицина, металлургия и пр.

Из этой информации следует, что в авиастроении и космической технике потребление углеволокна во всем мире к 2013 году возрастет в 1,74 раза и составит 15800 т.

Обзор мирового рынка потребления ПКМ на основе стеклопластиков дан в [2]. На рис. 3 показана диаграмма мирового потребления стеклоаримированных ПКМ за весь период их производства (с 1945 г.). Указывается, что потребности транспорта составляют до 25 % объема потребления.

Рисунок 3 – Мировые потребности в стеклоармированном пластике Перманентно увеличиваются функциональные (эксплуатационные) свойства полуфабрикатов ПКМ – связующих (матрицы) и волокон, а следовательно, и самих композитов. Уже к концу 80-х годов прошлого столетия физико-механические характеристики (ФМХ) ПКМ возросли в среднем на 30 % относительно полученных в 70-е годы при снижении их разбросов. В [3] подробно изложены аспекты влияния термореактивных эпоксидных и полиимидных матриц на ФМХ углепластиков (КМУ). В табл. 2 приведены КМУ на основе различного типа волокон (содержание 60 % об.), а на рис. 4 – динамика изменения прочности однонаправленного углепластика на основе высокопрочных волокон [3]. ФМХ ряда КМУ, полученных в последние годы, приведены в [4].

Таблица 2 – Физико-механические характеристики КМУ на основе волокон различного типа (60 об. %) при 25 °С Рисунок 4 – Динамика изменения прочности однонаправленного углепластика на основе высокопрочных волокон Рост стоимости полуфабрикатов (составляющих) ПКМ и в частности КМУ связан с несколькими причинами. Одной из них является стремление технологов к использованию связующих, отверждаемых при температуре не выше 120°С в целях снижения энергозатрат производства конструкций РКТ из ПКМ. Однако уменьшение температуры отверждения связующих повлекло за собой и снижение термостойкости изделий. Это потребовало разработки новых связующих, лишенных этих недостатков [4, 5].

Имеются все основания полагать, что скоро на рынке появятся новые матричные системы, обладающие повышенными характеристиками.

Накопленный опыт работы с матричными смолами показал, что при их создании нужно учитывать наличие добавок, которые могут снижать стойкость к действию растворителей.

Использование некоторых эпоксидных смол при производстве композита путем мокрой намотки породило проблемы экологического характера. Экологические факторы явились второй причиной роста стоимости связующих и ПКМ для РКТ на их основе [3].

На рост стоимости составляющих ПКМ существенно влияют и увеличение модуля упругости, и предела прочности углеволокон (УВ), достигаемые удорожанием технологии их производства и ростом стоимости сопровождающих НИОКР.

В силу очень высоких теплопроводности и прочностных показателей углеволокна находят основное применение при изготовлении некоторых деталей космических кораблей, самолетов и ракет. Стоимость волокон аэрокосмического назначения в зависимости от механических показателей может колебаться в пределах 40…2000 $/кг. Обычно жгуты для их получения содержат от 3000 до 12000 филаментов (легкие жгуты 3 К…12 К). До недавнего времени УВ из ПАН жгутов с низким количеством филаментов находили основной спрос в авиастроении, ракетостроении, при изготовлении деталей космических кораблей. В настоящее время УВ из гидратцеллюлозных волокон (ГЦ) используют для термозащиты космических кораблей, изготовления их носовых частей, деталей двигателей, некоторых углекомпозитов, а также для производства активированных углеродных волокон (АУВ).

Английская компания Thomas Swan&Co.Ltd объявила о начале коммерческого выпуска с середины 2004 г. углеродных нанотрубок (Англия, Consett) [6]. Предполагается, что использование нанотрубок станет прорывом в производстве ультралегких композитов. Благодаря сверхвысокой тепло- и электропроводности они найдут применение и в аэрокосмической технике. Весьма высока стоимость данного типа волокон:

200 фунтов стерлингов за один грамм [6]. Однако, по мнению английских ученых из Центра прикладных исследований, стоимость углеродных волокон в ближайшем будущем может быть снижена до 20 $/кг [6].

Опережающий рост применения КМУ в РКТ прослеживается при анализе ряда источников информации [1, 3 – 5, 7 – 12]. В обстоятельном обзоре тенденций формирования мирового рынка углеродных волокон [11] приведены графики мировой динамики производства углеволокон и роста его мощности (рис. 5 – 7 и табл. 3).

Рисунок 5 – Мировая динамика производства углеродных волокон Рисунок 6 – Динамика потребления произведенного УВ в Европе:

аэрокосмическая промышленность; спорт и развлечения;

Рисунок 7 – Диаграмма динамики мирового потребления углеволокон:

аэрокосмическая промышленность; спорт и развлечения;

Таблица 3 – Мировые объемы производства углеволокна, тыс. т Приведенные данные показывают, что объем потребления УВ неуклонно растет. Объем потребления УВ в авиакосмической сфере с 1995 по 2005 г. вырос приблизительно в 3 раза и продолжает расти.

Тенденция усиления роли научного обеспечения средствами информационных технологий, решения проблем совершенствования конструктивно-технологических решений (КТР) изделий РКТ из ПКМ и их изготовления прослеживается не только в ряде монографий и статей [13 – 18 и др.], но и в ряде квалификационных работ этого направления [19 – 22 и др.], а также в докладах на международных форумах [23 – и др.] В рассматриваемых аспектах состояния проблемы эта тенденция имеет особую важность, требующую её отдельного более детального анализа.

Прогнозируемый качественный рост эффективности нанотехнологий в процессе создания уникальных ответственных КТР агрегатов и узлов РКТ из ПКМ основывается на интенсивном всплеске публикуемых в технически развитых странах монографий и статей в последнее десятилетие. Только в России с 2001 года появилось около десятка монографий (например, [30 – 34]), библиография которых включает тысячи статей и сообщений на авторитетных международных форумах.

Большое распространение получили методы пропитки и экструзии смеси связующего элемента и наполнителя через фильеры. Последний способ позволяет упорядочить и сориентировать компоненты с высоким отношением длины к поперечнику вдоль одного направления армированных нанокомпозиционных материалов (НКМ). Во многих случаях это дает возможность добиться необходимой анизотропии свойств и высокой прочности материала в направлении действия максимальных напряжений в конструкции [31].

Волокнистые НКМ с армирующими элементами из нитевидных кристаллов (усов или вискеров), углеродных, борных, стеклянных, кремнеземных и карбидокремниевых волокон получили значительное распространение в аэрокосмической отрасли задолго до пришествия эры нанотехнологий. Они применялись в качестве конструкционных, теплоизолирующих, экранирующих от разных воздействий, фрикционных материалов. Теперь на смену им идут еще более прочные НКМ, армированные нановолокнами и нанотрубками [32].

Для аэрокосмических и других отраслей, нуждающихся в легких высокопрочных материалах, большую перспективу имеют полимерные нанокомпозиты. Оценки показывают, что оптимально устроенные композиты на основе нанотрубок могут обеспечить исключительно высокие показатели: прочность порядка 50 ГПа, жесткость 1000 ГПа и деформацию до разрушения – десятки процентов. Помимо рекордной удельной прочности они могут обладать рядом других полезных особенностей [33, 34].

Реализация проанализированных выше мировых тенденций роста применения ПКМ в конструкциях РКТ в конкретных условиях Украины наталкивается на ряд существующих проблем, в первую очередь экономического и технического характера. К числу этих проблем следует прежде всего отнести такие.

1. Дефицит качественного сырья для получения связующих и волокон, обеспечивающих создание конструкций из ПКМ с достигнутыми в мире физико-механическими и другими свойствами, необходимыми для реализации потребной несущей способности ответственных изделий РКТ в специфических условиях их эксплуатации.

2. Высокая стоимость импортных полуфабрикатов ПКМ для производства изделий РКТ, многие из которых не подлежат вообще импортированию как стратегическая продукция оборонного профиля.

3. Высокая себестоимость производства изделий РКТ из ПКМ (оборудования, оснащения, материалов, энергии) особенно в период организации и становления производства, связанная с необходимостью закупки зарубежных современных образцов специальных средств производства.

4. Значительная утрата высококвалифицированных кадров и слабое их пополнение молодыми специалистами для научно-технического обеспечения проектирования производства современных высокоэффективных изделий РКТ из ПКМ.

Перечисленный выше далеко не полный перечень проблем, в конечном итоге имеющих в своей основе экономический характер, свидетельствует о реальной возможности утраты Украиной престижного статуса государства, все еще находящегося в десятке стран мира, лидирующих в сфере освоения космоса и современной РКТ в рамках международного сотрудничества и отечественных перспективных программ.

В связи с этим представляется актуальным и настоятельно необходимым синтезировать одну из предопределяющих выход страны на конкурентоспособный в мире уровень научно обоснованную комплексную проблему, составляющие которой системно содержат все основные этапы от выявления и учета фундаментальных характеристик агрегатов РКТ из ПКМ как элементов технической системы их производства до научных основ управления качеством их производства.

Составляющие этой комплексной проблемы и основные контуры путей ее решения показаны на блок-схеме (рис. 8).

Рисунок 7 – Комплексная проблема научного обеспечения создания высокоэффективных агрегатов РКТ из ПКМ 1. Исследования и разработки, обеспечивающие создание конкурентоспособных полимерных композиционных материалов на основе углеродного волокна [Электронный ресурс]. Режим доступа :

http://www.rusnanoforum.ru/Picture.aspx/Download/29308. –Загл. с экрана.

2. Мафэлд, Э. Обзор мирового рынка композитов на основе стеклопластика [Текст] / Э. Мафэлд // Композитный мир. – 2006. – № 6 (09). – С. 42 – 43.

3. Углеродные волокна и углекомпозиты [Текст]: пер с англ. / под ред. Э. Фитцера. – М.: Мир, 1988. – 336 с.

4. Михайлин, Ю.А. Конструкционные полимерные композиционные материалы [Текст] / Ю.А. Михайлин. – СПб.: НОТ, 2008. – 822 с.

5. Конструкции и технологии получения изделий из неметаллических материалов [Текст] // сб. докладов XIX науч.-техн. конф., 5 – 7 октября 2010 г. – Обнинск, 2010. – 197 с.

6. Nanotechnology. Technology [Текст] // JEC-composites. – № 9. – 2004. – P. 66 – 76.

7. Кулага, Е.С. От самолетов к ракетам и космическим кораблям [Текст] / Е.С. Кулага. – М.: Воздушный транспорт, 2001. – 232 с.

8. Композиционные материалы в ракетно-космическом аппаратостроении [Текст] / Г.П. Гардымов, Е.В. Мешков, А.В. Пчелинцев и др. – СПб.: СпецЛит, 1999. – 271 с.

9. Углеродные волокна [Текст] : пер с японск. / под ред.

С. Симамуры. – М.: Мир, 1987. – 304 с.

10. Кондратенко, А.Н. Полимерные композиционные материалы в изделиях зарубежной ракетно-космической техники (Обзор) [Текст] / А.Н. Кондратенко, Т.А. Голубкова // Конструкции из композиционных материалов. – 2009. – № 2. – С. 24 – 35.

11. Лысенко, А.А. Тенденции формирования мирового рынка углеродных волокон [Текст] / А.А. Лысенко // Технический текстиль. – 2005. – № 12. – С. 33 – 37.

12. Буланов, И.М. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов [Текст] / И.М. Буланов, B.B. Воробей. – М: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998. – 516 с.

13. 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.

14. Жигаев, Е.В. Анализ систем автоматизации технологической подготовки производства ГКНПЦ им. М.В. Хруничева [Электронный ресурс] / Е.В. Жигаев. Режим доступа : http://lab18.ipu.rssi.ru/projects/confhtm. – Загл. с экрана.

15. Полиновский, В.П. Применение программных продуктов фирмы MSC. Software для расчета новых изделий из композиционных материалов в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева [Электронный ресурс.] / В.П. Полиновский // тр. Рос. конф. пользователей систем MSC 2003 г. – М.:

MSC.Software Corporation. – Режим доступа: http://www.mscsoftware.ru/ document/conf/Moscow_conf/conf_2003/ khrun2.zip. – Загл. с экрана.

16. NASA Composite Crew Module FiberSIM [Электронный ресурс].

Режим доступа : http://www.vistagy.com – Загл. с экрана.

17. Гурина, И.А. Технологическое обеспечение производства изделий РКТ [Электронный ресурс] / И.А. Гурина, В.Д. Костюков, М.С. Ромашин и др. Режим доступа : http://lab18.ipu.rssi.ru/projects/conf2010/3/7.htm 18. Тишин, А.П. Внедрение CALS-технологий на предприятиях ракетно-космической промышленности Росавиакосмоса [Текст] / А.П. Тишин, Г.П. Шинкин // ИТПП. – 2000. – №3. – С. 11 – 16.

19. Смердов, А.А. Разработка методов проектирования композитных материалов и конструкций ракетно-космической техники: дис. … д-ра техн. наук: 05.07.02, 05.02.01 / Смердов Андрей Анатольевич. – М., 2007. – 410 с.

20. Бахвалов, Ю.О. Методология интегрирования композиционных корпусных элементов в конструкцию эксплуатируемых ракет-носителей:

дис. … д-ра техн. наук: 05.07.02 / Бахвалов Юрий Олегович. – М., 2007. – 520 с.

21. Цырков, А.В. Система технологического проектирования изделий ракетно-космической техники: дис. … д-ра техн. наук: 05.07.04 / Цырков, Александр Владимирович. – М., 1999. – 398 с.

22. Разин, А.Ф. Проектирование сетчатых композитных конструкций космических носителей: дис. … д-ра техн. наук: 05.07.03 / Разин Александр Федорович. – Хотьково, 2003. – 394 с.

23. Подведение итогов 2-й Междунар. науч.-практич. конф. «Компьютерные технологии в проектировании и производстве конструкций из композиционных материалов» [Электронный ресурс]. Режим доступа :

http://www.ozakaz.ru/index.php/home/94-beepitron. – Загл. с экрана.

24. Подведение итогов 3-й Междунар. науч.-практич. конф. «Компьютерные технологии в проектировании и производстве конструкций из композиционных материалов» [Электронный ресурс]. Режим доступа :

http://www.bee-pitron.ru/ru/left/mash/news/ – Загл. с экрана.

25. Лэр, К. Применение программных комплексов «Dassault Systemes» (CATIA/DELMIA/SIMULIA). Обзор методов и средств. [Электронный ресурс] / К. Лэр // тр. 3-й Междунар. науч.-практич. конф. «Компьютерные технологии в проектировании и производстве конструкций из композиционных материалов». 20 - 21 апреля 2011 г. – СПб.: СП ЗАО «Би Питрон. – 25 с. Режим доступа: http://bp-us.com/kompozits2011/.

26. Холодов, М.И. Термомеханический анализ конструкций космических аппаратов из полимерных КМ. ФГУП «КБ «Арсенал» им.

М.В.Фрунзе». [Электронный ресурс] / М.И. Холодов // тр. 3-й Междунар.

науч/-практич. конф. «Компьютерные технологии в проектировании и производстве конструкций из композиционных материалов». 20-21 апреля 2011 г. – СПб.: СП ЗАО «Би Питрон. – 19 с. Режим доступа: http://bpus.com/kompozits2011.

27. Пьер Ван Веттер Обзор численных методов, применяемых в компании SONACA для моделирования авиационных конструкций из ПКМ. SONACA (Бельгия) [Электронный ресурс] / Пьер Ван Веттер // тр.

2-й Междунар. науч/-практич. конф. «Компьютерные технологии в проектировании и производстве конструкций из композиционных материалов». 8 апреля 2010 г. – СПб.: СП ЗАО «Би Питрон. – 12 с. Режим доступа: http://www.bp-us.com/kompozits.

28. Слезкин, Д.В. MSC.Software: Технологии виртуальной разработки конструкций из композиционных материалов [Электронный ресурс] / Д.В. Слезкин. Режим доступа: http://www.bee-pitron.ru/mash_new/ D2_01MSC_Composites_DS_2009_Beepitron_SpB.pdf. – Загл. с экрана.

29. Шальнов, М.М. Проектирование изделий из КМ в среде CATIA «Би Питрон». [Электронный ресурс] / М.М. Шальнов // тр. 3-й Междунар.

науч.-практич. конф. «Компьютерные технологии в проектировании и производстве конструкций из композиционных материалов». 20 - 21 апреля 2011 г. – СПб.: СП ЗАО «Би Питрон. – 11 с. Режим доступа:

http://bp-us.com/kompozits2011.

30. Альтман, Ю. Военные нанотехнологии. Возможности применения и превентивного контроля вооружений [Текст] / Ю. Альтман. – М.:

Техносфера, 2008. – 424 с.

31. Головин, Ю.И. Введение в нанотехнику [Текст] / Ю.И. Головин.

– М.: Машиностроение, 2007. – 496 с.

32. Дьячков, П.Н. Углеродные нанотрубки. Строение, свойства, применения [Текст] / П.Н. Дьячков. – М.: Бином. Лаборатория знаний, 2006. – 296 с.

33. Пул, Ч. Нанотехнологии [Текст] : пер. с англ. / Ч. Пул, Ф. Оуэнс.

– М.: Техносфера, 2006. – 336 с.

34. Белая книга по нанотехнологиям: Исследования в области наночастиц, наноструктур и нанокомпозитов в Российской Федерации (по материалам Первого Всероссийского совещания ученых, инженеров и производителей в области нанотехнологий) [Текст] / В.И. Аржанцев, С.Е. Шишов, В.А. Жабрев и др. – М.: Издательство: ЛКИ, 2008. – 344 с.

Национальный аэрокосмический университет

ПРОЕКТИРОВАНИЕ СТРИНГЕРНЫХ ПАНЕЛЕЙ. СООБЩЕНИЕ 1.

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПРОЧНОСТИ ПРИ НЕСКОЛЬКИХ РАСЧЕТНЫХ

СЛУЧАЯХ

Гладкие и подкрепленные панели являются одними из основных силовых элементов тонкостенных конструкций летательных аппаратов.

Ограничениями на параметры стрингерных панелей служат условия прочности и устойчивости обшивки и стрингеров, условия прочности соединения обшивки и ребер, а также конструктивно-технологические ограничения.

Рассмотрим обеспечение прочности стрингерной панели при нескольких расчетных случаях нагружения. Очевидно, что в этом случае размеры панели не играют никакой роли, поэтому проводится исследование несущей способности «в точке». Это позволяет предпринять маневр расчетной схемой и представить панель в виде двухслойной пластины, первый слой которой представляет собой обшивку с такими параметрами: 1 =, = 0, E1 = E x, E2 = E y, G12 = Gxy, 12 = xy, стрингерный слой, для которого E1 = Eстр, F1 = Fстр, 1 = стр, Для такого пакета его деформации с учетом температуры определяют по формулам В зависимостях (1) коэффициенты линейного температурного расширения условного пакета, состоящего из обшивки и стрингерного слоя, определяют так:

где коэффициенты Bij и ATi определяют по известным формулам, например [1].

Напряжения в обшивке находят по формулам Подставим в зависимости (3) выражения для деформаций (1) Здесь x, y – коэффициенты линейного температурного расширения обшивки панели:

простых математических преобразований получим Подставим выражения (7) в формулы для напряжений (4) и после соответствующих преобразований получим Nxj Ex + Nyj Eстрстрxy + T j Eстрстр(Ex стр AT 1 + AT 2xy ) Для стрингерного слоя где Условия прочности имеют вид где стрj – напряжения в «стрингерном слое»;

– толщина обшивки;

стр – толщина «стрингерного слоя».

Рассмотрим задачу определения параметров «стрингерного слоя»

при нескольких расчетных случаях нагружения панели. В рассмотрении вводится базовый расчетный случай и для него необходимо найти такое значение проектных напряжений Fстр = FБ, чтобы найденные параметры «стрингерного слоя» обеспечили выполнение условий прочности для всех расчетных случаев. В качестве базового расчетного случая может быть принят один из действующих или искусственно синтезированный.

На основе сказанного можно записать следующее исходное уравнение:

Параметр FБ из уравнения (12) должен обеспечить прочность «стрингерного слоя» во всех остальных расчетных случаях, т.е. должны выполняться условия Выразив из уравнения (12) знаменатель и подставив его в условие (13), получим где j = 1,K,m – номер расчетного случая.

Знаменатель зависимости (16) имеет знак в соответствии с которым назначается F j – предел прочности на растяжение или сжатие.

Знак влияет на решение неравенства (14).

Чтобы унифицировать запись (16), можно представить ее в виде Здесь F j – предел прочности для каждого расчетного случая, т.е.

предел прочности на растяжение или сжатие.

Выразим стр из уравнения (12) с учетом выражения (17):

Преобразуем выражения для напряжений (8) с учетом формулы (18):

Представим зависимость (21) в виде где составим уравнение прочности обшивки где Kобш 1 – проектный коэффициент запаса прочности обшивки.

Из неравенства (24) нельзя аналитически определить толщину обшивки панели, тем более что FБ и NБ также зависят от толщины.

Для реализации численного алгоритма необходимо задаться базовым расчетным случаем, тогда вычислим FБ по формуле (17). Из условия прочности обшивки (24) определяем толщину обшивки и толщину «стрингерного слоя» по формуле (20).

В качестве примера рассмотрим проектирование стрингерной панели по прочности для трех расчетных случаев нагружения.

Назначим нагрузки для расчетных случаев:

Для каждого из расчетных случаев найдем напряжения в обшивке и «стрингерном слое»:

Пусть базовым будет первый расчетный случай (см. рисунок, а):

NxБ = 500 Н / мм, NyБ = qxyБ = TБ = 0. Тогда в соответствии с формулой (17) найдем проектные значения напряжений в стрингерах для базового расчетного случая Задаем физико-механические характеристики материалов:

xy = 0,35; Fx = 900 МПа; Fy = 50 МПа; Fxy = 75 МПа; E x = 100 ГПа;

Eстр = 150 ГПа; Fстр1 = Fстр 2 = Fстр3 = 500 МПа; Кобш = 1 и подставляем их в соответствующие выражения. Тогда Находим из условия прочности обшивки. Путем простых математических преобразований получим следующее выражение:

где Суммарная толщина определяется выражением Подставив численные значения в формулу для определения суммарной толщины, получим Рассмотрена методика проектирования стрингерной панели по условиям прочности при нескольких расчетных случаях нагружения. Для определения параметров вводится в рассмотрение базовый расчетный случай и для него ищется такое значение проектных напряжений, при котором найденные параметры «стрингерного слоя» обеспечивают выполнение условий прочности для всех расчетных случаев. На этапе проектирования подкрепленные ребрами панели рассматривают как условно однородные и слоистые, т.е. стрингеры «размазываются» по всей ширине панели. Таким образом, панель состоит из обшивки и «стрингерного слоя», что значительно упрощает процедуру расчета. Введение понятия проектных напряжений, величина которых меньше предела прочности или равна ему, позволяет записать условие прочности в виде равенства, что упрощает задачу проектирования. Представлена зависимость для определения толщины «стрингерного слоя». Составлено уравнение прочности обшивки. Предложен алгоритм проектирования стрингерной панели по прочности при нескольких расчетных случаях нагружения.

1. Проектирование и конструктивно-технологические решения панелей из композиционных материалов [Текст]: учеб. пособие / Я.С.

Карпов, П.М. Гагауз, Ф.М. Гагауз, Т.А. Литвинова. – Х.: Нац. аэрокосм.

ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2010. – 180 с.

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

3. Карпов, Я.С. Механика композиционных материалов [Текст]:

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

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

ВЫБОР ДОПУСКАЕМЫХ НАПРЯЖЕНИЙ,

ОБЕСПЕЧИВАЮЩИХ ПРОЕКТНЫЙ РЕСУРС РЕГУЛЯРНОЙ ЗОНЫ

КРЫЛА СОЗДАВАЕМОГО САМОЛЕТА

В связи с необходимостью увеличения срока эксплуатации создаваемых самолетов, а также вследствие широкого внедрения новых конструкционных материалов, которые требуют более внимательного исследования усталостных свойств, проблема уточнения действующих на самолет нагрузок и усовершенствования методов расчета допускаемых напряжений, обеспечивающих проектный ресурс, не перестает быть актуальной.

В мировой практике существует несколько основных подходов к проектированию авиационных конструкций. Изначально самолеты создавались по методу обеспечения безопасного ресурса (safe-life). Этот метод гарантирует конкретный период эксплуатации для всего парка самолетов данного типа при принятых одинаковых условиях нагружения без серьезной вероятности катастрофического или опасного усталостного разрушения. Такой подход приводит к завышенным техническим и экономическим затратам, так как после выработки назначенного срока конструкция должна быть списана. Многолетний опыт создания самолетов показал, что при необходимости увеличения ресурса более рациональным является метод эксплуатационной живучести, который включает в себя принципы допустимости повреждения (damage tolerance) и безопасного разрушения (fail-safe). Данный метод основан на предположении, что после повреждения либо разрушения одного или нескольких элементов оставшаяся неповрежденной часть конструкции должна выдерживать в течение определенного времени эксплуатационные нагрузки. В связи с этим метод эксплуатационной живучести дополняется требованием периодических осмотров в течение всего срока эксплуатации каждого самолета. Ремонт либо полная замена элементов конструкции зависят от количества или размера усталостных трещин.

Ресурс самолета ограничен «сверху» долговечностью регулярных зон конструкции планера, которыми в основном являются продольные стыки нижних панелей крыла и продольные стыки внахлест обшивки фюзеляжа.

Обнаружить усталостную трещину в этих зонах при осмотре довольно сложно из-за низкой контролепригодности. Учитывая также несовершенство методов расчета накопления усталостных повреждений, проектирование этих продольных стыков целесообразно выполнять по методу безопасного ресурса.

Согласно принципу safe-life одним из важнейших решений, которое необходимо принимать на стадии проектирования самолета, является установление таких номинальных допускаемых напряжений для регулярных зон конструкции, которые в течение всего срока службы обеспечат отсутствие опасных усталостных трещин. Ошибка в выборе расчетных допускаемых напряжений непозволительна, так как завышенная величина доп приведет к неизбежному разрушению конструкции, а заниженный уровень влечет за собой неоправданное увеличение массы планера [1].

В Энциклопедии [2] опубликованы результаты экспериментов по определению выносливости нижних обшивок крыльев пассажирских самолетов из материала типа Д16Т при коэффициенте надежности (рис. 1). Маркерами отмечены экспериментальные данные, сплошной линией – предлагаемая аппроксимирующая зависимость.

Рисунок 1 – Зависимость допускаемых расчетных напряжений от требуемого ресурса для нижних панелей крыла Кривая на рис. 1 характеризует осредненную зависимость допускаемых напряжений в регулярной зоне нижней поверхности крыла от требуемого ресурса и не учитывает в явном виде профиль типового полета конкретного самолета.

Существует второй подход к выбору допускаемых напряжений для регулярной зоны конструкции, также рекомендованный ЦАГИ [3].

Действующая в настоящее время отраслевая методика обеспечения безопасного ресурса регулярных зон авиаконструкций основана на расчете эквивалентного усталостного повреждения программы нагружения, представленной в виде последовательности «полных циклов» [4]. Амплитуда эквивалентных напряжений отнулевого цикла нагружения максимальным значением 0i на i-й ступени;

m - показатель степени кривой усталости стандартного образца из конструкционного материала.

Расчетную оценку долговечности до образования усталостных трещин N рассматриваемого критического элемента конструкции необходимо выполнять с использованием значения усталостной долговечности такого же элемента, полученной при натурных испытаниях:

Величину безопасного ресурса критического элемента следует находить так:

где - нормируемый суммарный коэффициент надежности [5].

С целью определения ресурсов самолетов в работе [3] были обобщены экспериментальные данные по усталости продольных стыков панелей нижней поверхности крыла (рис. 2) отечественных и зарубежных воздушных судов.

Рисунок 2 – Зависимость эквивалентных напряжений от величины ресурса продольных стыков нижних панелей крыла В этой работе предложена зависимость ресурса от эквивалентных напряжений, которая определена по,,нижней границе экспериментальных данных”. Отмечено, что конструкции российских самолетов выполнены из сплавов Д16Т. Обобщенную кривую на рис. 2 рекомендовано использовать в качестве базовой кривой усталости регулярной зоны нижней поверхности крыла при расчете долговечности по формуле (3), но уже с учетом коэффициента надежности, т.е.:

где Сэ, mэ - коэффициенты, В работах [6, 7] разработана методика расчета долговечности регулярных зон крыла неманевренного самолета с учетом его профиля типового полета. Основные положения предлагаемой методики заключаются в следующем: типовой полет, включающий в себя набор высоты, крейсерский полет, снижение и посадку, разбит на несколько этапов. На каждом этапе определены скорость, высота полета, вес самолета и длина пролетаемого пути, вычислено повреждение D j, вносимое турбулентностью атмосферы по дискретной или непрерывной схеме. Повреждение за весь типовой полет от действия случайных порывов определено как Dсл = D j. Используя зависимость суммарной повторяемости вертикальных приращений перегрузок в центре тяжести самолета за типовой полет, вычислено усталостное повреждение DЗВЗ от цикла земля-воздух-земля (ЗВЗ) [8]. Суммарное повреждение за типовой полет составляет число типовых полетов до разрушения элемента конструкции определено по формуле ресурс конструкции в числе типовых полетов Повреждение самолета на каждом этапе зависит от среднего уровня напряжений, которые равны напряжениям горизонтального полета при единичной перегрузке n =1. Допускаемые расчетные напряжения можно найти так:

где f - коэффициент безопасности;

ny - эксплуатационная перегрузка.

В рамках данной методики можно получить аналитическую зависимость проектного ресурса от величины допускаемых напряжений для регулярных зон конструкции:

где X - функция, зависящая от параметров профиля типового полета, включая цикл ЗВЗ, а также от спектральной плотности мощности повреждающего силового фактора и усталостных характеристик конкретного конструкционного материала. Для непрерывной схемы атмосферной турбулентности X следует находить по формуле где m, A - параметры кривой усталости конструкционного материала, получаемые экспериментально для стандартных образцов;

N0 j - среднее число пересечений нагрузками среднего уровня в единицу времени. Для каждого j-го этапа типового полета эту величину следует определять согласно формуле Райса [9] n y ( ) - спектральная плотность мощности приращения где вертикальной перегрузки частоты где Сn y - дисперсия стационарного случайного процесса нагружения, зависящая от дисперсии интенсивности вертикальных скоростей воздушных порывов Cw, которую можно определить как где W ( ) - спектральная плотность мощности интенсивностей скоростей воздушных порывов, принятая согласно [10];

f (Сw ) - функция плотности распределения среднеквадратических значений Cw при полете в турбулентной атмосфере [10];

j, V - время и скорость на j-м этапе типового полета;

ny max - максимальная перегрузка цикла ЗВЗ;

k - коэффициент, характеризующий минимальную нагрузку цикла ЗВЗ [8];

Nп, п - координаты точки перелома кривой усталости [8].

Эквивалентные напряжения для регулярных зон конструкции определим из условия, что накопленное за типовой полет суммарное повреждение может быть достигнуто путем действия одного отнулевого цикла нагружения с максимальными напряжениями экв :

напряжений представляет собой кривую усталости конструкционного материала, полученную экспериментально путем испытаний стандартных образцов:

С учетом (12) перепишем выражение (11) так:

Тогда формула для расчета эквивалентных по повреждению одному типовому полету напряжений будет иметь вид а выражение (8) с учетом (7) и (13), запишем в такой форме:

Так как левые части уравнений (10) и (14) равны, то можно приравнять и их правые части:

допускаемых для регулярной зоны конструкции:

Задавая требуемый ресурс конструкции, по формуле (10) можно найти величину доп, а по формуле (16) – величину экв.

Представляет интерес сопоставление аналитических зависимостей для определения допускаемых и эквивалентных напряжений с кривыми, полученными в результате обобщения большого количества экспериментальных данных ЦАГИ.

На рис. 3 показано сравнение двух подходов ЦАГИ к выбору зависимости допускаемых напряжений для регулярной зоны конструкции от величины проектного ресурса и даны такие обозначения: маркеры и сплошная линия – экспериментальные данные и аппроксимирующая их кривая, предлагаемая для расчетов в [2]; пунктирная линия – расчетная кривая (5), предлагаемая Нестеренко [3], в пересчете из эквивалентных напряжений в допускаемые по формуле (16).

Рисунок 3 - Зависимость допускаемых напряжений для регулярных зон нижних панелей крыла от требуемого ресурса Как видно из рис. 3, обе предлагаемые зависимости не противоречат экспериментальным данным, однако полного их согласования между собой не выявлено.

На рис. 4 приведены зависимость величины проектного ресурса от эквивалентных напряжений, рекомендованная Нестеренко [3] (сплошная кривая), и предлагаемая расчетная зависимость ресурса от эквивалентных напряжений для регулярной зоны крыла, вычисленная по формуле (14) с учетом (16): пунктирная линия - расчетная зависимость для материала Д16АТ (лист), штрихпунктирная линия – расчетная зависимость для материала Д16Т (прессованная панель). В качестве примера принят профиль типового полета и характеристики самолета Ту-134.

Рисунок 4 – Зависимость эквивалентных напряжений для продольных Как видно из рис. 4, полученные по предложенной методике расчетные кривые согласуются с рекомендованной зависимостью ЦАГИ, основанной на результатах экспериментальных исследований продольных стыков нижних панелей крыльев транспортных самолетов.

Необходимо отметить, что в методике ЦАГИ [3] эквивалентные напряжения зависят только от показателя степени кривой усталости m.

Однако эта кривая характеризуется двумя параметрами – m и A : m характеризует угол наклона кривой, A - коэффициент. Для некоторых сплавов вследствие отличия их коэффициентов A, связанных с различными технологиями изготовления, долговечность может отличаться до 2 – 3 раз. Например, для материала Д16АТ (лист) и Д16Т (прессованная панель) в среднем долговечность прессованной панели в 1,5 раза больше, несмотря на то, что показатель степени m меньше (для листа m = 4, для прессованной панели m = 3,87 [11]).

Однако при расчете по методике ЦАГИ для самолета Ту-134 ресурс регулярной зоны крыла из материала Д16Т (прессованная панель) на 5% меньше, чем из материала Д16АТ (лист) (при экв = 182 МПа ) вследствие влияния меньшего m, что является противоречием.

Предлагаемая методика [6, 7] позволяет избежать отмеченного противоречия. При расчете по формуле (14) с учетом (10) – (16) ресурс регулярной зоны крыла самолета Ту-134 из материала Д16Т (прессованная панель) в 1,35 раза больше, чем из материала Д16АТ (лист).

Благодаря учету профиля типового полета самолета в рамках предложенной методики можно оценивать величину остаточного ресурса конкретного самолета с использованием истории его эксплуатации.

среднемагистральных пассажирских самолетов от веса конструкции планера [Текст] / В.С. Дубинский, М.Д. Зайцев, Е.И. Крючков и др. // Тр. ЦАГИ. – Вып.

2658. – М., 2002. – С. 207 – 214.

2. Машиностроение. Энциклопедия. Т. 4 – 21 Самолеты и вертолеты.

Кн. 1. Аэродинамика, динамика полета и Прочность / ред. В.Г. Дмитриев. – М.: Машиностроение, 2002. – 799 с.

3. Нестеренко, Г.И. Ресурс и живучесть самолетных конструкций [Текст] / Г.И. Нестеренко // Проблемы машиностроения и надежности машин. – 2005. – № 1. – С. 106 – 118.

4. Левин, А.С. Уточнение безопасного ресурса критических элементов конструкции крыла «стареющего» пассажирского самолета [Текст] / А.С. Левин, В.Е. Стрижиус // Науч. вестн. Моск. гос. техн. ун-та гражд.

авиации. Сер. Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС.– 2004. – Вып. 84 (2). – С. 35 – 43.

5. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР, издание третье, НЛГС-3 // МВК СССР. – М., 1984.

6. Бойко, Т.С. Влияние параметров профиля типового полета на долговечность крыла неманевренного самолета [Текст] / Т.С. Бойко // 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. 7 – 16.

7. Фомичев, П.А. Анализ допускаемых напряжений для регулярных зон крыла и различных схем турбулентности атмосферы [Текст] / П.А. Фомичев, Т.С. Бойко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (61). – Х., 2010. – С. 23 – 32.

8. Сопротивление усталости элементов конструкций [Текст] / А.З. Воробьев, Б.И. Олькин, В.Н. Стебенев и др. – М.: Машиностроение, 1990.

– 240 с.

9. Когаев, В.П. Расчеты на прочность при напряжениях, переменных во времени [Текст] / В.П. Когаев. – М.: Машиностроение, 1977. – 230 с.

10. ОСТ 1 02514-84. Модель турбулентности атмосферы. – Введ.

01.01.1986. – 13 с.

11. Справочные данные по выносливости конструкционных сплавов:

отчет [Текст] / ЦАГИ, рук. Воробьев А.З.; исполн. Богданов Б.Ф., Колганова З.Н., Завирюха Г.Г. – М., 1977. – 170 с. - № 1852 VII.

Национальный аэрокосмический университет

ПРОЧНОСТЬ СЛОИСТЫХ ПЛАСТИКОВ НА СРЕЗ

Данная статья посвящена вопросам определения предела прочности на срез – одного из самых противоречивых параметров, используемых при расчете механических соединений. В отличие от металлических деталей для композитных необходимо различать предел прочности на сдвиг и на срез. Если предел прочности на сдвиг в плоскости укладки слоев является паспортной характеристикой пакета, то предел прочности на срез – это предельный уровень касательных напряжений, предшествующий разрушению поверхности раздела отделяемого фрагмента и основной части детали в механическом соединении. По этой причине область применения термина «предел прочности на срез» ограничена именно механическим соединением и для его оценки необходимо использовать специальные подходы.

Авторы работ [1, 2] показали, что прочность на срез волокнистых композитов находится в пределах где 90,0 – прочность на срез по плоскости, параллельной волокнам, а 0,90 – перпендикулярной (рис. 1).

Рисунок 1 – К определению граничных значений предела прочности Такой подход нашел свое отражение в стандарте [3], где описан метод, который заключается в определении величины перерезывающей силы при срезе образца по двум плоскостям (рис. 2). Стандарт не распространяется на ячеистые материалы, листовые материалы толщиной менее 2 мм и на материалы с величиной модуля упругости менее 490 МПа.

Согласно стандарту образцы должны быть в виде брусков прямоугольного сечения со следующими геометрическими параметрами: длина – не менее 100,0 мм; ширина – 15,0±0,5 мм; толщина – 10,0±0,5 мм. Образцы вырезать так, чтобы обеспечить срез в плоскости укладки.

Преимуществом данного подхода является возможность определения 9 0, 0, 0, 9 0. Недостатками следует считать ограничения на геометмм что данная методика испытаний не отражает условия работы материала деталей в механических соединениях.

Рисунок 2 – Схема испытания образца на срез Для оценки прочности на срез пакета с произвольной укладкой как самостоятельного параметра учтено, что срезаемая площадь волокон и связующего не зависит от угла армирования (рис. 3), а пакет, армированный в направлении действия усилия в крепежном элементе, обладает пределом прочности на срез на уровне 90,0. Эти обстоятельства позволяют для прогнозирования прочности сложно-армированного КМ использовать правило смесей, выраженное в виде зависимости [4] 0 – толщина слоев с армированием = 0 (см. рис. 3);

где – толщина соединяемой детали.

В работе [5] предлагается для моделирования соединения использовать образец круглой либо восьмигранной формы. Для исследования были применены образцы из материала ЭЛУР-008 П/5-211-БН следующих структур: 1) 0° – 80%, ±45° – 20%; 2) 0° – 70%, ±45° – 20%, 90° – 10%; 3) 0° –50%, ±45° – 40%, 90° – 10%. Геометрия образцов аналогична описанным в работе [6] (рис. 4) (толщина образцов – 3,48 и 5,22 мм). Согласно оценке по формуле (8) в работе [4] для таких образцов возможность среза можно не рассматривать, если расстояние до края больше 5,8 диаметров при толщине образца 5,22 мм и 8,7 при толщине 3,48 мм. Так как текущее значение относительной толщины составляет 3,5 диаметров, то разрушение образца на срез должно иметь место.

Полученные результаты испытаний на срез (рис. 5 и таблица) показали, что для структуры № 1 срез наблюдался при нагружении в направлении 0° и 22,5° (при этом срез развивался только в направлении 0°), для структуры № 2 срез наблюдался лишь при нагружении в направлении 0°, для структуры № 3 срез не наблюдался, даже когда расстояние от центра отверстия до края детали было уменьшено до одного диаметра (наблюдалося либо разрыв образца, либо глубокое смятие отверстия).

Рисунок 5 – Фрагмент образца после испытаний Результаты экспериментов на срез № схеЭкспериментальное Анализ результатов исследований показал следующее:

– 90,0=75 МПа (нижняя граница предела прочности на срез численно равна пределу прочности на сдвиг монослоя), в этом случае 0,90 102 МПа;

– максимальное отклонение теоретических значений предела прочности на срез, полученных по формуле (2), от экспериментальных составляет ~11%, а значений, полученных по формуле Мизеса – Хилла, – 10%;

– в ходе исследования образцов со структурой № 3 чистого среза не наблюдалось, из чего следует, что удельного содержания слоев с укладкой вдоль направления нагружения недостаточно. Связано это с тем, что волокна играют роль стоперов на пути роста трещин (см. рис. 3). Таким образом, разрушение на срез до края возможно лишь в случае, когда доля волокон, уложенных вдоль направления приложения нагрузки, превышает 50%.

Так как существующая модель соединения [1, 2, 4] имеет ограниченное применение для композитных деталей, надо модернизировать ее, рассматривая случай нагружения плоскости раздела отделяемого фрагмента от основной части детали усилиями растяжения и продольного сдвига (рис. 6). В этом случае разрушения только на сдвиг и только на разрыв по ослабленному сечению будут частными случаями.

Рисунок 6 – Схема возможного варианта моделирования Дальнейшее развитие методики расчета механического соединения композитных деталей скорее всего будет заключаться в создании системы «условных» расчетов на смятие, срез крепежных элементов и фрагментацию композитных деталей (для металических сохраняется расчет на срез и разрыв в ослабленном сечении).

1. Ильина, А.Д. Исходные прочностные характеристики композиционных материалов для проектирования механических соединений [Текст] / А.Д. Ильина // Проектирование, расчет и испытания конструкций из композиционных материалов. – М.: ЦАГИ, 1979. – Вып. 7. – С. 56 – 60.

2. Ильина, А.Д. Высокопрочные соединения композиционных материалов [Текст] / А.Д. Ильина, Ю.С. Ильин // Проектирование, расчет и испытания конструкций из композиционных материалов. – М.: ЦАГИ, 1979. – Вып. 7. – С. 42 – 49.

3. ГОСТ17302-71. Пластмассы. Метод определения прочности на срез.

4. Система экспериментального обеспечения расчета на прочность механических соединений деталей из композитов [Текст] / В.Е. Василевский, А.З. Двейрин, Я.С. Карпов, С.П. Кривенда // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. – Х.:

Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2010. – Вып. 47. – С. 42–52.

5. Карпов, Я.С. Соединения деталей и агрегатов из композиционных материалов [Текст] / Я.С. Карпов – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк.

авиац. ин-т», 2006. – 359 с.

6. Двейрин, А.З. Испытание на смятие слоистых пластиков [Текст] / А.З. Двейрин, С.П. Кривенда // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. трудов. Нац. аэрокосм.

ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (65). Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2011. – С. 20 - 28.

Рецензент: канд. техн. наук, доцент О.В. Ивановская, Национальный аэрокосмический университет

ФОРМИРОВАНИЕ ЦЕЛЕВОЙ ФУНКЦИИ ДЛЯ ОПТИМИЗАЦИИ

ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА БЕСПИЛОТНОГО САМОЛЕТА

ГРАЖДАНСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

В настоящее время беспилотные авиационные комплексы (БАК) широко и успешно применяют в военных целях и все активнее начинают использовать в гражданской сфере. БАК являются незаменимым средством для решения таких задач, для которых использование пилотируемой авиации нецелесообразно, а зачастую практически невозможно.

Подавляющее большинство современных БАК (72%) построено на базе беспилотных самолетов (БС), сочетающих относительную простоту конструкции и небольшую стоимость с достаточно широким диапазоном высот и скоростей полета [1].

БАК представляет собой сложную техническую систему (СТС), в состав которой, в общем случае, помимо БС с соответствующей целевой нагрузкой, входят системы запуска и посадки, наземная станция управления, системы передачи и обработки информации, а также вспомогательное оборудование.

Непосредственное решение целевой задачи БАК, определяемой его назначением, осуществляется в исполнительной зоне такими компонентами БАК, как БС, целевая нагрузка на борту БС, наземная станция управления, системы передачи и обработки информации. Под исполнительной зоной следует понимать область воздушного пространства над заданным районом земной поверхности, в пределах которой осуществляется полет БС при выполнении целевой задачи [2, 3].

Важным компонентом БАК является система запуска БС. Хотя данная система не участвует непосредственно в решении целевой задачи БАК, тем не менее она обеспечивает выполнение этой задачи. Из этого следует, что идеология функционирования и эффективность работы системы запуска БС заметно сказывается на эффективности работы БАК в целом.

В наибольшей степени преимущества БАК над пилотируемой авиацией проявляются при наличии требования безаэродромного базирования, т.е. когда запуск и посадка БС должны осуществляться без использования специально оборудованной взлетно-посадочной площадки.

В таком случае производится так называемый «точечный» старт БС с неподготовленной площадки с помощью специальной пусковой установки (ПУ). Использование ПУ для запуска БС позволяет расположить стартовую позицию в непосредственной близости от исполнительной зоны.

В соответствии с данными работы [1] в составе БАК гражданского назначения безаэродромного базирования используют, как правило, ПУ катапультного типа. Система запуска БС с использованием катапультной ПУ и будет являться объектом исследования.

Цель данной работы – формирование целевой функции для выбора оптимального варианта системы запуска БС гражданского назначения на стадии проектирования БАК.

Для ее осуществления рассмотрим, прежде всего, начальный этап полета БС от момента начала движения на ПУ до входа в исполнительную зону.

Области режимов полета БС в координатах высот (H ) и скоростей (V ) изображены на рис. 1.

Рисунок 1 – Области режимов полета БС: H p min – минимальная рабочая высота полета; Vp min – минимальная рабочая скорость полета;

Hи min – минимальная исполнительная высота полета;

Vи min – минимальная исполнительная скорость полета На режиме разгона (РР) БС ускоряется на ПУ от состояния покоя до минимальной рабочей скорости полета, на которой возможен его самостоятельный управляемый полет, т.е. БС за счет энергозатрат ПУ переходит из состояния 0 с параметрами V = 0, H = 0 в состояние A с параметрами V = Vp min, H = H p min и входит в область рабочих режимов полета (РП).

В дальнейшем БС осуществляет самостоятельный доразгон и набор высоты для достижения области исполнительных режимов (ИР) полета, т.е. уже за счет собственных энергозатрат переходит из состояния A с параметрами V = Vp min, H = H p min в состояние B с параметрами V = Vи min, H = Hи min. Разумеется, область ИР является частью области РП.

Таким образом, переход БС от исходного состояния покоя 0 в состояние B, соответствующее началу выполнения целевой задачи, происходит в два этапа. На первом этапе в области РР происходит принудительный разгон БС на ПУ (переход из состояния 0 в состояние A ). На втором этапе в области РП происходит самостоятельный доразгон БС (переход из состояния A в состояние B ). В результате БС входит в область ИР, где и начинается выполнение целевой задачи.

Следует отметить, что высотно-скоростной диапазон области ИР определяется целевым назначением БАК и не подлежит изменению в рамках данного исследования. В то же время диапазоны областей РР и РП могут варьироваться во взаимосвязи друг с другом. При этом взаимозависимое изменение диапазонов областей РР и РП будет соответствующим образом влиять на параметры БС и ПУ.

Для корректного определения влияния внешних условий на отдельные компоненты СТС следует рассмотреть ее иерархическую структуру [4].

На рис. 2 показано место БС и ПУ в иерархической схеме компонентов БАК в аспекте исследования системы запуска БС.

Подсистема, установка уровень Рисунок 2 – Место БС и ПУ в иерархической схеме компонентов БАК Если рассматривать уровень БС и ПУ в качестве базового уровня i, то БС и ПУ наряду с другими системами входят в надсистему вышестоящего уровня i 1, которой является собственно БАК. В свою очередь, БС и ПУ имеют в своем составе подсистемы нижестоящего уровня i + 1.

Рассмотрим влияние изменения диапазонов областей полетных режимов БС на параметры исследуемых компонентов БАК.

Сокращение области РР за счет расширения области РП (т.е.

уменьшения скорости Vp min ) позволяет снизить потребную энергию ПУ ( EПУ ), ее массу и стоимость, что в то же время ведет к увеличению площади крыла БС, необходимости оснащения его дополнительной механизацией, усложнению системы управления, увеличению мощности силовой установки и дополнительному расходу топлива на доразгон БС.

Все это в свою очередь увеличивает массу и стоимость планера, силовой установки и системы управления, что ведет к увеличению массы ( МБС ) и стоимости БС в целом. Соответственно, противоположным образом на параметры рассматриваемых компонентов БАК влияет сокращение области РП за счет расширения области РР, т.е. увеличения скорости Vp min.

Кроме того, при одной и той же потребной энергии ПУ EПУ, а, следовательно, одинаковой массе аккумулятора энергии, существует зависимость между параметрами разгонного устройства и БС. Уменьшение длины разгонного устройства ( LПУ ) увеличивает стартовую перегрузку и нагрузку на конструкцию всех подсистем БС. Таким образом, уменьшение длины разгонного устройства ПУ ведет к снижению его массы и стоимости, однако увеличивает массу конструкции всех подсистем БС, массу и стоимость БС в целом. Соответственно, противоположным образом на параметры ПУ и БС влияет увеличение длины разгонного устройства.

Таким образом, существует однозначная связь между изменениями диапазонов областей полетных режимов и основными параметрами БС и ПУ с одной стороны, а также взаимосвязь между массой БС МБС и параметрами ПУ ( EПУ и LПУ ) с другой.

Оптимизация параметров отдельной системы, входящей в состав СТС, должна осуществляться с учетом связей этой системы с другими компонентами СТС, а также во взаимосвязи с общей целевой эффективностью СТС [4].

Но поскольку система запуска БС является обеспечивающей, а не целевой системой БАК, т.е. не принимает непосредственного участия в решении целевой задачи, то в ходе ее проектирования или синтеза из готовых компонентов возникают определенные трудности увязки ее параметров с целевой эффективностью БАК, определяемой его назначением [2, 3]. Поэтому имеет смысл осуществлять ее оптимизацию по критерию минимальной стоимости летного часа БС при фиксированной целевой эффективности БАК.

Так, стоимость летного часа БС из состава БАК можно определить по формуле где C разр – стоимость разработки БАК; Cизг – стоимость изготовления БАК; Cэкс – стоимость эксплуатации БАК; К – количество БС в составе БАК; Т 1 – технический ресурс одного БС в летных часах.

Стоимость разработки БАК где CНИР – затраты на научно-исследовательские работы (НИР);

СОКР – затраты на опытно-конструкторские работы (ОКР); Р – программа выпуска БАК.

Стоимость изготовления БАК где CБС – стоимость изготовления одного БС; СПУ – стоимость изготовления ПУ; С ДК – стоимость изготовления (или закупки) других компонентов БАК; Сподг.пр – стоимость подготовки производства БАК.

Стоимость эксплуатации БАК где Сподг.пол – затраты на подготовку полета; Свып.пол – затраты на выполнение полета; Nп – полное количество полетов всех БС из состава БАК.

где N1 – технический ресурс одного БС по количеству полетов.

Затраты на подготовку полета где Cпп БС – затраты на подготовку полета одного БС; Спв ПУ – затраты на подготовку ПУ к рабочему выходу; Спв ДК – затраты на подготовку других компонентов БАК к рабочему выходу; Nс – среднее количество полетов БС в течение одного рабочего выхода БАК.

где Nп – полное количество полетов всех БС из состава БАК; Nв – технический ресурс БАК по количеству рабочих выходов на применение.

Затраты на выполнение полета составляют где Сгсм – стоимость горюче-смазочных материалов, расходуемых на один полет БС; Сорк – стоимость одноразовых компонентов, расходуемых на один полет БС; Сзап – стоимость запуска БС с ПУ; Свых – стоимость рабочего выхода БАК.

Для решения частной задачи оптимизации системы запуска БС из общей стоимости летного часа БС из состава БАК следует выделить затраты, связанные непосредственно с БС и ПУ.

Составляющая стоимости летного часа БС из состава БАК, связанная непосредственно только с затратами на БС и ПУ и не учитывающая затраты на другие компоненты БАК, может быть представлена как где С разр – стоимость разработки БС и ПУ; Сизг – стоимость изготовления БС и ПУ; Сэкс – стоимость эксплуатации БС и ПУ.

Соответственно, стоимость разработки БС и ПУ

БС БС ПУ ПУ

СНИР + СОКР СНИР + СОКР

где СНИР – затраты на НИР по БС; СОКР – затраты на ОКР по БС;

СНИР – затраты на НИР по ПУ; СОКР – затраты на ОКР по ПУ.

Стоимость изготовления БС и ПУ где СБС – стоимость изготовления одного БС; СПУ – стоимость изготовления ПУ.

Стоимость эксплуатации БС и ПУ где Сподг.пол – затраты на подготовку полета, связанные только с БС и ПУ; Свып.пол – затраты на выполнение полета, связанные только с БС и ПУ; Nп – полное количество полетов всех БС из состава БАК.

Затраты на подготовку полета, связанные с БС и ПУ, в соответствии с (6) а затраты на выполнение полета, связанные с БС и ПУ, в соответствии с (8) При этом приведенные выше стоимости СНИР, СОКР, СБС, Спп, Сгсм являются функциями массы БС M БС, а стоимости СНИР, СОКР, СПУ, Спв, Сорк, С зап – функциями потребной энергии ПУ EПУ и длины разгонного устройства ПУ LПУ. Соответствующие зависимости могут быть получены разработчиками на основе обработки статистических данных.

Следовательно, результирующая стоимость летного часа C лч, являясь функцией M БС, EПУ и LПУ, позволяет связать основные параметры БС и ПУ.

Эту стоимость и следует рассматривать в качестве целевой функции для оптимизации системы запуска БС, а в качестве критерия оптимизации следует рассматривать минимум данной целевой функции Таким образом, учитывая то, что система запуска БС является обеспечивающей, а не целевой системой БАК и поэтому чрезвычайно сложно увязать ее параметры непосредственно с целевой эффективностью БАК, определяемой его назначением, использование рассмотренной целевой функции дает возможность осуществить оптимизацию параметров этой системы еще на этапе проектирования БАК и его компонентов.

1. Оптимизацию системы запуска БС необходимо осуществлять с учетом взаимосвязи ее характеристик с характеристиками других компонентов БАК – системы вышестоящего уровня, в состав которой входит система запуска.

2. Поскольку система запуска БС является обеспечивающей, а не целевой системой БАК, ее оптимизацию допустимо осуществлять по критерию минимальной стоимости летного часа БС при фиксированной целевой эффективности БАК.

3. Выбранная целевая функция для оптимизации системы запуска БС должна позволять учитывать взаимосвязь основных параметров БС и ПУ из состава БАК.

1. UAS Yearbook 2009-2010 – Unmanned Aircraft Systems: The Global Perspective – 7th Edition, June 2009, Blyenburgh & Co, 224 p.

2. Ростопчин, В.В. Элементарные основы оценки эффективности применения беспилотных авиационных систем для воздушной разведки [Электронный ресурс]/ В.В. Ростопчин. – Режим доступа:

http://uav.ru/articles/ basic_uav_efficiency.pdf. 29.04.2011.

3. Лукашева, Э.П. Элементарные соображения по беспилотной воздушной разведке и наблюдению поля боя, а также по оптимизации беспилотных систем [Электронный ресурс]/ Э.П. Лукашева, А.А. Силкин, Н.В. Чистяков. – Режим доступа: http://uav.ru/articles/elementary.pdf.

29.04.2011.

4. Основы синтеза систем летательных аппаратов [Текст]: учеб.

пособие для студентов втузов / под ред. А.А. Лебедева. – М.: Машиностроение, 1987. – 224 с.

О ПАРАЛЛЕЛЬНОСТИ ДИАГРАММ ДЕФОРМИРОВАНИЯ СТАЛЕЙ

ПРИ АСИММЕТРИЧНОМ ЦИКЛИЧЕСКОМ НАГРУЖЕНИИ

Объективные условия современного рынка, диктующего повышенные требования к потребительским характеристикам изделия, обуславливают необходимость проектирования узлов с высокой весовой эффективностью, предполагающей их повышенную нагруженность.

Происходит внедрение новых высокопрочных и технологичных материалов. Это диктует потребность использования разработчиками весьма точных и универсальных расчетных методик.

Такие методики должны быть физически обоснованными, достаточно простыми в реализации, применимыми для различных материалов, учитывать влияние программ и асимметрии нагружения на долговечность создаваемых изделий.

Подавляющая часть периодической нагрузки, действующей на элементы конструкции самолета, является асимметричной. При этом усталостная долговечность конструкционных сплавов и соединений существенно зависит от средних напряжений цикла нагружения.

Исследования данной проблемы имеют давнюю историю и охватывают до настоящего времени широкий спектр задач – от построения реологических моделей до детального экспериментального и теоретического рассмотрения процессов, связанных с циклическим деформированием, особенно в упругопластической области. Тем не менее начатые Гербером [1] и Гудменом [2] еще в начале прошлого века, судя по многочисленным публикациям, они до сих пор, несмотря на достигнутый существенный прогресс, не потеряли своей актуальности и продолжаются в исследовательских центрах всего мира.

Особенно это касается вновь созданных специализированных материалов и сплавов. Следуя динамичным требованиям рынка и внутренним регламентам производителей, как правило и инвестирующих данные работы, в большинстве случаев публикуемые результаты исследований получены в условиях уже устоявшейся за последнее десятилетие процедуры. Они представляют собой практически стандартизованный набор данных о новых сплавах при регулярных циклических нагрузках и различной их асимметрии. Находят применение силовой и деформационные подходы к выбору уравнений кривых усталости. Наибольшее распространение в последние десятилетия получил деформационный подход в виде уравнений Коффина и Мэнсона, хотя при этом его и несколько ограниченно используют при расчетах долговечности в условиях сложных программ нагружения и тем более при наличии существенных перегрузок. Не до конца решен вопрос и об учете асимметрии нагрузок.

Так, уже в 2004 г., проведя комплексный обзор [3] полученных данных о наиболее широко используемых конструкционных сталях, алюминиевых и титановых сплавах и проанализировав применимость по отношению к ним повсеместно используемых и постоянно уточняемых и модифицируемых зависимостей, основанных на уравнениях Мороу, Смита – Ватсона – Топпера (SWT), Валкера, известный авторитет в данной области Н. Даулинг был вынужден констатировать, что ни одна из них даже в условиях регулярного нагружения не может считаться полностью универсальной для всех материалов и нагрузок, а решения некоторых из уравнений в ряде случаев приводят просто к сомнительным результатам. Поэтому довольствоваться достигнутым и прекращать исследования в данном направлении, ограничившись применением известных уравнений в деформационной трактовке, еще преждевременно.

В подтверждение этому несколько позже на примере нержавеющей стали AISI304 было в очередной раз проиллюстрировано, что те же уравнения SWT, модифицированные для использования в виде определяющего параметра энергии пластического деформирования, т.е. энергетических критериев, обеспечивают существенно более высокую надежность результата [4].

Но при этом очевидно, что их использование при моделировании реальных процессов, предполагающих некое нерегулярное или программное нагружение, возможно и рационально исключительно в условиях установления функциональной связи между напряжениями и деформациями при упругопластическом циклическом деформировании, в том числе с учетом средних напряжений и характеристик упрочнения.

Поэтому задача об учете влияния асимметрии нагрузок на циклические деформационные характеристики при оценке усталостной долговечности, особенно при реализации современных эффективных энергетических критериев накопления повреждений [5], по-прежнему является одной из важнейших.

экспериментальные исследования влияния средних напряжений на величины средних значений амплитуд пластических деформаций.

Усталостные испытания проведены на цилиндрических образцах диаметром 6 мм при мягком (stress-controlled) нагружении с частотой 15 Гц в диапазоне долговечностей от 5 103 до 2 106 циклов.

Деформации при циклическом нагружении измеряли по методу петли гистерезиса специальными тензометрами с точностью до 10 5 мм/мм.

Закономерности циклического деформирования исследовали для широко используемых в авиастроении конструкционных сталей 30ХГСА в = 1200 МПа (HRC=35), 12ХН3А в термообработке, соответствующей в = 525 МПа (HRC=14), и стали 45 в термообработке, соответствующей в = 730 МПа (HRC=30). По результатам испытаний были получены кривые усталости, кинетические диаграммы деформирования (циклического разупрочнения – упрочнения) и основные диаграммы циклического деформирования (в литературе традиционно CSSC) при различных средних напряжениях цикла (рис. 1).

Рисунок 1 - Диаграммы циклического деформирования при различных Анализ экспериментальных данных показал, что в области перехода от малоцикловой к многоцикловой и собственно многоцикловой усталости с несущественными для практических расчетов отклонениями основные диаграммы циклического деформирования для различных средних напряжений представляют собой в логарифмических координатах параллельные прямые, из чего следует, что показатель циклического упрочнения m общепринятого [6] уравнения диаграммы не зависит от средних напряжений цикла нагрузок. Для коэффициента циклической прочности K m в уравнении (1) на основании экспериментальных данных предложена зависимость от средних напряжений цикла m в виде где K 1 – коэффициент циклической прочности уравнения (1) при симметричном нагружении; в - временный предел прочности, а - параметр материала, изменяющийся в диапазоне значений 1.65 – 2.5.

Так, например, для сталей 30ХГСА (I) и 12ХН3А = 1.65, для 30ХГСА (II) =2.5 и для стали 45 =2.

Зависимость коэффициента циклической прочности от средних напряжений в виде уравнения (2) проиллюстрирована на рис. 2. Точками на графике отмечены экспериментально полученные значения.

Следует отметить, что полученные результаты не только не противоречат, но и косвенно подтверждаются данными экспериментальных исследований других авторов, опубликованных в [7] и посвященных определению зависимости параметров m и К аналогичного (1) уравнения от твердости на примере низкоуглеродистой легированной стали 42CrMo4 при различных термообработках. Известно [8,9], что изменение свойств пластичности и твердости при деформировании материалов, в том числе и при циклически изменяющейся нагрузке, имеют единую физическую природу и общность протекающих в кристаллической решетке структурных процессов, связанных в итоге с накоплением повреждений. Так, в [10] на примере стали 30ХГСНА экспериментально показано, что в процессе регулярного циклического нагружения и, соответственно, упрочнения-разупрочнения аналогично пластической деформации монотонно происходит изменение микротвердости.

Рисунок 2 – Зависимость коэффициента циклической прочности В [7] так же, как и в данной работе, было установлено, что показатель циклического упрочнения m не зависит от твердости и с достаточной точностью может быть принят постоянным. При этом коэффициент циклической прочности К аналогично хорошо соотносится с твердостью HB, что проиллюстрировано на рис. 3.

Рисунок 3 – Зависимость коэффициента циклической прочности В результате обработки данных эксперимента авторами работы [7] получена зависимость для коэффициента циклической прочности К в виде Эта зависимость достаточно близка как по физическому смыслу, так и при проведении несложных преобразований по характеру аппроксимирующей кривой уравнения (2).

Таким образом, уравнение (1) с учетом (2) дает возможность определить величину пластической деформации за цикл нагрузок в зависимости от их амплитудных и средних значений, а применение энергетического критерия разрушения – находить число циклов до разрушения.

Установленная параллельность диаграмм циклического деформирования при различных средних напряжениях существенно упрощает решение и позволяет уменьшить объем необходимых экспериментальных исследований по определению циклических деформационных характеристик материала.

1. Mann, J. Y. The Historical Development of Research on the Fatigue of Materials and Structures / J. Y. Mann // The Journal of the Australian Institute of Metals. – Nov.,1958. - pp. 222 – 241.

2. Goodman, J. Mechanics Applied to Engineering / J. Goodman // Longmans, Green and Co., London, 1919 – pp. 631 – 636.

3. Norman E. Dowling, Mean Stress Effects in Stress-Life and Strain-Life Fatigue / E. Norman // 2nd SAE Brasil International Conference on Fatigue, June 2004, San Paulo, Brasil.

4. Yung-Chuan Chiou Experimental study of deformation behavior and fatigue life of AISI 304 stainless steel under an asymmetric cyclic loading // Journal of Marine Science and Technology, 2010. – Vol. 18. – No. 1. – pp. 122 – 129.

разрушения [Текст] / В.Т. Трощенко, П.А. Фомичев // Пробл. Прочности, 1993. - №1. – С. 3 – 10.

6. Norman E. Dowling, Mechanical Behavior of Materials: Engineering Methods for Deformation, Fracture and Fatigue / E. Norman // Prentice Hall International, New Jersey, 2006.

7. Basan, R. Estimation of cyclic stress-strain curves for low-alloy steel from hardness. // R. Basan, M. Franulovic, S. Smokvina Hanza // Metalurgija, 2010.- Vol. 49, рр. 83 – 86.

8. Shih-Wei Mao Dislocation Substructures of Interstitial-Free Steel Subjected To Low Cycle Fatigue At Various Strain Amplitude / Shih-Wei Mao, Wen-Chun Lo, Hsing-Lu Huang, and New-Jin Ho // Journal of Marine Science and Technology, 2011. - Vol. 19. - No. 2. - pp. 115 – 119.

9. Праведников, И.С. Определение напряжений в пластически деформируемых деталях [Текст] / И.С. Праведников // Нефтегазовое дело, 2005. – С. 1 – 8.

10. Щипачев, А.М. Влияние усталостной повреждаемости на твердость и внутреннюю накопленную энергию металла [Текст] / А.М. Щипачев, Е.В. Пояркова // Вестник УГАТУ. Машиностроение, материаловедение и термическая обработка металлов. - Т.9, № 6 (24). – 2007. С. 152 – 157.

ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ СТАРТА БЕСПИЛОТНОГО

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ПОМОЩЬЮ РЕАКТИВНОЙ ТЕЛЕЖКИ

Наземная система ввода в полет беспилотного летательного аппарата (БЛА) в виде реактивной тележки представляет собой типичную расширительную машину с пиротехническим рабочим телом (рис. 1).

Характерной проблемой для импульсных тепловых машин является переменный характер тягового усилия, передающегося на БЛА.

Одна из основных тактико-технических характеристик БЛА - предельно допустимая стартовая перегрузка, ограниченная свойствами бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), прочностью конструкции и особенностями двигательной установки. Превышение перегрузки на 10…15% от предельно допустимого значения может привести к срыву полетного задания по причине отказа БРЭО. В период старта вероятность такого заброса перегрузки наиболее велика, поэтому расчет динамики старта БЛА с помощью пиротехнических средств является вполне актуальной задачей.

Многообразие конфигураций зарядов позволяет подобрать заряд твердого ракетного топлива (ТРТ), обеспечивающий теоретически любой вид циклограммы тяги и, следовательно, стартовой перегрузки. В стандартных методах расчета (не ориентированных на использование ЭВМ) применяются геометрические соотношения, специфические для конкретных типов конфигураций зарядов [1].

Нестационарные континуальные модели позволяют получить представление о пространственно неоднородном поле параметров в камере сгорания (КС) и, отслеживая индивидуальный характер выгорания каждой ячейки, рассчитать эволюцию выгорания пространственной шашки произвольной геометрии и в результате определить значительно уточненные тяговые характеристики РДТТ разгонной ступени, а также избежать нежелательных забросов параметров в КС.

Выбор формы порохового заряда зависит от вида желаемой циклограммы давления в КС. Наиболее предпочтительна в данном случае форма заряда с постоянной площадью горения в связи с тем, что при этом на циклограмме обеспечивается обширный участок постоянного давления. Постоянная тяга двигателя является оптимальной с точки зрения динамических характеристик [2]. Кроме того, подобный закон горения является наиболее устойчивым вследствие равенства максимального и минимального давления в КС.

Даже незначительное варьирование конфигурации заряда ТРТ приводит к изменению площади горения и циклограммы тяги.

Технология адаптации формы заряда ТРТ к заданным динамическим характеристикам наземного пускового устройства (НПУ) включает в себя:

1) генератор пространственных масок объекта исследования на основе твердотельного образа, полученного в среде проектирования;

2) комплексно–сопряженную пространственно неоднородную газотермодинамическую и механическую модель рабочего процесса;

3) метод численного решения системы уравнений модели;

4) метод оптимизации динамических характеристик НПУ путем нормирования тягового усилия;

5) средства программной реализации технологии на языке высокого уровня.

Задача получения адаптивного тягового усилия решается при наличии эксплуатационных ограничений по ряду параметров:

1) стартовой перегрузке;

2) полному импульсу отдачи на элементы конструкции в передней мертвой точке направляющей;

3) форме и размерам зоны безопасности в случае сброса тележки;

4) длине направляющей.

Рисунок 1 – Старт БЛА «Пчела» с помощью реактивной тележки Адаптация газотермодинамической модели [3] к условиям эрозионного горения, а также топологическим свойствам объекта исследования (рис. 2) повлекла ряд доработок метода расчета и соответствующего алгоритма, не выходящих за пределы культивируемых принципов [4], но требующих специального изложения, представленного в данной статье.

Расчет заряда ТРТ на очередной итерации подразумевает внесение соответствующих изменений в геометрию. Ресурсоемкость всей технологической цепочки также зависит от затрат на генерацию очередной расчетной сетки. В связи с этим в методе использован автоматизированный пакет импорта твердотельного образа в сетку Mesh3D [5], совместимый со средой твердотельного проектирования SolidWorks.

Для описания скорости горения смесевого топлива используется формула Саммерфилда, учитывающая наличие кинетической и диффузионной зон горения:

где a, b – коэффициенты, определяющиеся кинетическими и диффузионными факторам.

Для учета эффекта увеличения скорости горения u0 под действием обдувающего поверхность заряда потока горячего газа в выражение (1) вводится поправка:

где u – скорость горения при наличии эрозионного эффекта; – коэффициент эрозии (малый параметр).

Исходя из физического смысла эрозионных явлений следует полагать, что вынос массы определяется скоростью обдува поверхности w 3, вязкими свойствами, характеризуемыми коэффициентом кинематической вязкости и характерным линейным размером канала, в качестве которого обычно выбирается гидравлический диаметр:

где A - площадь сечения; - смачиваемый периметр канала.

Перечисленные факторы эрозионного процесса образуют по типу числа Вилюнова В.Н. [6] масштабное число Рейнольдса:

которое, если принять Базисные решения уравнения Ламе ( – вектор упругих перемещений, – коэффициент Пуассона) в полярных и биполярных координатах, обладающие симметрией по координате х(), выберем в следующем виде:

(, – орты декартовой системы координат; = 3-4).

Решения (2), (3) связаны между собой равенствами ( a )0 =1, ( a )k = a( a +1)( a + 2 )...( a + k 1) ( k =1,2,...).

При выводе разложений (4) использованы соотношения между базисными решениями уравнения Лапласа в полярных и биполярных координатах:

1 cosn +1 = (h+ia) Cn ( ) e- cos -e



Похожие работы:

«Комплексный инвестиционный план модернизации города Бородино Красноярского края Комплексный инвестиционный план модернизации города Бородино Красноярского края г. Бородино 2010 г. 1 Комплексный инвестиционный план модернизации города Бородино Красноярского края Оглавление Паспорт комплексного плана модернизации (КПМ) города Бородино Красноярского края История и краткая характеристика города Бородино I. АНАЛИЗ СОЦИАЛЬНО - ЭКОНОМИЧЕСКОГО ПОЛОЖЕНИЯ МОНОГОРОДА И РЕЗУЛЬТАТ ДИАГНОСТИКИ ЕГО СОСТОЯНИЯ...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО МОРСКОГО И РЕЧНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ МОРСКОЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АДМИРАЛА Ф.Ф.УШАКОВА ИНСТИТУТ ВОДНОГО ТРАНСПОРТА ИМЕНИ Г.Я.СЕДОВА УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДИСЦИПЛИНЫ Физическая культура MCD 7.3 - (13-06.08) - 180403 – БД.08.1к – 2013г. MCD 7.3 - (13-06.08) - 180405 – БД.08.1к – 2013г. ДЛЯ КУРСАНТОВ ОЧНОЙ ФОРМЫ ОБУЧЕНИЯ СПО Институт водного транспорта им. Г.Я....»

«Руководителям органов управления образованием муниципальных районов (городских округов) Руководителям образовательных учреждений МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ ПЕНЗЕНСКОЙ ОБЛАСТИ Ул. Володарского, д. 7, г. Пенза, 440600 Тел. (8412) 55-37-54, факс (8412) 55-37-92 E-mail: [email protected] ОКПО 00091801, ОГРН 1025801354149 ИНН/КПП 5836011445/583601001 № на № от Направляем вам информационно-методическое письмо Об организации работы общеобразовательных организаций Пензенской области по региональным...»

«Утвержден решением Единственного акционера АО КазТрансОйл (протокол заседания Правления АО НК КазМунайГаз от 8 июля 2011 года №102) Годовой отчет АО КазТрансОйл за 2010 год г. Астана, 2011 год Содержание I. О компании 1. Миссия, видение, история создания и основные виды деятельности 2. Структура АО КазТрансОйл, дочерние, совместно-контролируемые и прочие организации 3. Ключевые результаты деятельности по итогам года, а также в динамике за последние три года 4. Ключевые рынки 5. Стратегические...»

«Razdel Code card Акопова, М. А., Психодиагностика и целенаправленное развитие когнитивных компонентов академических способностей студентов : автореф. дис.. канд. психол. наук / М. А. Акопова. Авторе Пятигорск, 2012. - 23 с. Науч. рук.: д-р пед. наук, проф. Озеров., офиц. оппоненты: д-р пед. наук, фераты 1433 проф, Краснянская Т. В., канд. пед. наук, доц. Боровик О. Н. Колич. экз. - 1, Цена - 0, а.з. - А40. Киселев, А. К., Социальная и образовательная политика стран Евросоюза в полицейских...»

«Структура Проекта перспективного развития МБОУ СОШ №7 городского округа г. Стерлитамак РБ на 2011-2015 гг. Паспорт Проекта перспективного развития... -3Введение.... -4Постановка проблемы 2.1.Анализ развития МБОУ СОШ №7 городского округа г. Стерлитамак РБ 2.1.1.Текущее ресурсное обеспечение... -5Режим работы... -7Внешние связи... -8Анализ состояния образовательного процесса... -9Кадровый состав... -9Контингент обучающихся... -16Воспитательная работа... -19Проблемное поле для...»

«ДАЛЬНЕВОСТОЧНЫЙ ЦЕНТР СУДОСТРОЕНИЯ И СУДОРЕМОНТА ОБЩАЯ ИНФОРМАЦИЯ ОАО Дальневосточный центр судостроения и судоремонта (ОАО ДЦСС) — дочернее предприятие ОАО Объединенная судостроительная корпорация (ОАО ОСК). Сегодня предприятие решает задачи государственной важности, связанные с поддержанием и развитием научно-производственного потенциала оборонно-промышленного комплекса, концентрацией интеллектуальных, производственных и финансовых ресурсов при реализации проектов строительства судов и...»

«Министерство транспорта Российской Федерации Проект Транспортная стратегия Российской Федерации на период до 2030 года Москва сентябрь 2008 года 2 Содержание ВВЕДЕНИЕ 1. МЕСТО И РОЛЬ ТРАНСПОРТА В СОЦИАЛЬНО-ЭКОНОМИЧЕСКОМ РАЗВИТИИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ 2. АНАЛИЗ СОВРЕМЕННОГО СОСТОЯНИЯ И ПРОБЛЕМ РАЗВИТИЯ ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ 3. ПРОГНОЗНЫЕ КАЧЕСТВЕННЫЕ И КОЛИЧЕСТВЕННЫЕ ПАРАМЕТРЫ РАЗВИТИЯ ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ НА ПЕРИОД ДО 2030 ГОДА 4. ЦЕЛИ И ПРИОРИТЕТЫ РАЗВИТИЯ...»

«2 1. Цели освоения дисциплины Целью освоения дисциплины является получение студентами теоретических знаний и практических навыков по особенностям разрушения горных пород при различных способах бурения взрывных скважин и при взрывании зарядов промышленных взрывчатых веществ (ВВ). Задачами изучения дисциплины является приобретение и развитие знаний о роли и приоритетах отечественной науки в области разрушения горных пород на открытых горных работах; о технологических свойствах горных пород;...»

«Муниципальное бюджетное общеобразовательное учреждение Островновская СОШ ТЕХНОЛОГИЯ ПРОБЛЕМНОГО ОБУЧЕНИЯ Выполнила: Карзанова Н.А. учитель начальных классов 2012 Как зритель, не видевший первого акта, В догадках теряются дети. И все же они ухитряются как-то Понять, что творится на свете. С.Я. Маршак ВВЕДЕНИЕ Переосмысляя цели и ценности образования с позиции новых государственных стандартов, приоритетами я считаю развитие способности ученика самостоятельно ставить учебные цели, проектировать...»

«1 2 1. Цели освоения дисциплины Целями освоения дисциплины Горные машины и оборудование являются расширение, углубление знаний, определяемых базовыми дисциплинами, подготовка специалиста к успешной производственно-технологической профессиональной деятельности (ПТД). Специалист должен на основе отечественной и зарубежной научнотехнической информации знать технические и конструктивные особенности современных горных машин и оборудования для комплексной механизации операций технологических...»

«Протоколы заседаний дирекции НОЦ за период работы по проекту Протокол № 1 заседания дирекции НОЦ ТО От 07.04.06. Присутствовали: Директор НОЦ ТО профессор В.П.Морозов, заместитель директора НОЦ по отделению СарНИИТО профессор Д.М. Пучиньян, заместитель директора НОЦ по отделению СГМУ ассистент С.И.Киреев. Повестка дня: 1. Обсуждение положений об органах управления научно-образовательным центром, планов деятельности научно-образовательного центра и его органов управления. 2. Назначение...»

«ПРОЕКТ ЗАКОН САРАТОВСКОЙ ОБЛАСТИ Об областном бюджете на 2013 год и на плановый период 2014 и 2015 годов Статья 1. Основные характеристики областного бюджета на 2013 год и на плановый период 2014 и2015 годов 1. Утвердить основные характеристики областного бюджета на 2013 год: 1) общий объем доходов областного бюджета в сумме 60034504,3 тыс. рублей; 2) общий объем расходов областного бюджета в сумме 65534504,3 тыс. рублей; 3) дефицит областного бюджета в размере 5500000,0 тыс. рублей или 11,0...»

«Региональная общественная организация инвалидов Перспектива Проект Организации инвалидов за ратификацию и реализацию в России Конвенции ООН о правах инвалидов Информационно-правовой бюллетень Права инвалидов и их защита Финансовая поддержка проекта Институт Открытое общество OSI _ Фонд Сороса в сотрудничестве с Управлением Верховного комиссара ООН по правам человека 2009 - 2010 1 Составитель: М.Б. Ларионов, руководитель юридической группы РООИ Перспектива Редактор: М.Ю. Веселов Фотоиллюстрации:...»

«Публичный отчет Муниципального автономного общеобразовательного учреждения Средняя общеобразовательная школа № 5 городского округа город Стерлитамак Республики Башкортостан за 2013 — 2014 учебный год. 1. Общая характеристика учреждения 1. Наименование образовательного учреждения (полное название, адрес, телефоны) Муниципальное автономное общеобразовательное учреждение Средняя общеобразовательная школа №5 городского округа город Стерлитамак Республики Башкортостан, 453130, Республика...»

«Администрация Курской области Комитет по делам молодежи и туризму Курской области Совет молодых ученых и специалистов Курской области СОВЕТ МОЛОДЫХ УЧЕНЫХ И СПЕЦИАЛИСТОВ КУРСКОЙ ОБЛАСТИ: ЭТАПЫ СТАНОВЛЕНИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ Сборник информационно-аналитических материалов Курск – 2011 г. 1 УДК: 001-053.81 (470.323) ББК: 72:66.75 С 56 Редколлегия: Тимошилов В. И. – председатель Совета молодых ученых и специалистов Курской области, представитель от Курской области в МПА Совета Федерации,...»

«Проектное республиканское унитарное предприятие БЕЛКОММУНПРОЕКТ Дочернее унитарное предприятие Бресткоммунпроект Объект № 12.015 Инв. № Строительство пункта технического обслуживания автомобилей в районе Варшавского рынка ЮЗМР-4 г. Бреста Строительный проект Том 12.015 – 5 _ Оценка воздействия на окружающую среду (ОВОС) Главный инженер проекта В.П.Панасюк г.Брест,2014 Содержание Реферат... Введение.. Общие сведения о заказчике планируемой деятельности. Законодательно-нормативные требования в...»

«2 1. Цели освоения дисциплины Целями освоения дисциплины Основы горного дела (подземная геотехнология) является формирование у студентов представления о будущей профессии, получение базовых знаний об основных принципах добычи полезных ископаемых подземным способом. Дисциплина Основы горного дела формирует теоретические знания, практические навыки, вырабатывает компетенции, которые дают возможность выполнять следующие виды профессиональной деятельности: производственно-технологическую;...»

«МУРМАНСКАЯ ОБЛАСТНАЯ ДУМА ВЕДОМОСТИ Мурманской областной Думы № 122 Официальное издание Мурманск 2011 1 Редакционный совет: Л.С.Александрова (председатель совета), М.Э.Шматкова (заместитель председателя), А.А.Шальнева (секретарь совета), Т.Е.Алексеева, А.А.Пирогова Ведомости Мурманской областной Думы № 122 Официальное издание. – 2011 – 520 стр. Информационный бюллетень Ведомости Мурманской областной Думы издается в соответствии с Законом Мурманской области О порядке опубликования и вступления в...»

«Городское Собрание Сочи Решение от 22 декабря 2011 года № 213 Об утверждении Положения Об осуществлении инвестиционной деятельности в городе Сочи В соответствии с Федеральным законом от 25.02.1999 № 39-ФЗ Об инвестиционной деятельности в Российской Федерации, осуществляемой в форме капитальных вложений, Федеральным законом от 06.10.2003 № 131-ФЗ Об общих принципах организации местного самоуправления в Российской Федерации, Законом Краснодарского края от 02.07.2004 № 731-КЗ О государственном...»






 
2014 www.av.disus.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Авторефераты, Диссертации, Монографии, Программы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.