авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 |   ...   | 5 | 6 || 8 | 9 |   ...   | 11 |

«ISSN 1998-6629 ВЕСТНИК САМАРСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО АЭРОКОСМИЧЕСКОГО УНИВЕРСИТЕТА имени академика С. П. КОРОЛЁВА (национального исследовательского ...»

-- [ Страница 7 ] --

Popov Grigory Mikhailovich, engineer, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolev (National Research University).Е-mail: grishatty@gmail.com. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

Matveev Valeriy Nikolaevich, Doctor of Technical Sciences, Professor, head of department of aircraft engines theory, Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolev (National Research University). E-mail: tdla@ssau.ru. Area of research: blade machines, turbo-drives, numerical calculations.

Baturin Oleg. Vital'evich Candidate of Science, assistant professor of the chair of theory of engine for flying vehicle of Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolev (National Research University). Е-mail: oleg.v.baturin@gmail.com. Area of research:

workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, turbocharger.

Kolmakov Daria Alekseevna, magistrand, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolev (National Research University). Е -mail: kolmakova.daria@gmail.com.

Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.431.75(075) ЗАВИСИМОСТЬ ПОТРЕБНОЙ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ПЕРЕД ТУРБИНОЙ НА КРЕЙСЕРСКОМ РЕЖИМЕ ДЛИТЕЛЬНОГО ПОЛЁТА ОТ СТЕПЕНИ ДВУХКОНТУРНОСТИ © 2012 В. Н. Рыбаков Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Рассмотрена зависимость потребной температуры газа перед турбиной на крейсерском режиме длительного полёта от степени двухконтурности. Показано, что с увеличением степени двухконтурности потребная температура газа перед турбиной возрастает. Это объясняется увеличением доли тепла (от тепла, внесенного в двигатель с топливом), затраченной на преодоление гидравлических потерь в наружном контуре.

Температура газа, крейсерский режим длительного полёта, степень двухконтурности, коэффициент гидравлических потерь.

При разработке двигателя потребная взлётная тяга определяется массой самолёта, числом двигателей, типом аэродрома и длиной взлётно-посадочной полосы на нём.

Потребная крейсерская тяга двигателя для горизонтального установившегося полёта самолёта зависит от числа двигателей, аэродинамического качества самолёта и его массы. Как показано в работе ЦИАМ [1], потребная тяга на крейсерском режиме Рис. 1. Дроссельные характеристики ТРД(Д) длительного полёта составляет в земных условиях Н=0, Мп= Ркр=(0,14…0,2)Р0. Величина этой тяги, как с различной степенью двухконтурности:

m0=0 ( —— );

m0=8 ( – – – );

m0=16 ( – · – ) показали результаты расчётов, для ТРДД с различной степенью двухконтурности обеспечивается при существенно неодинаковой температуре газа перед турбиной Т гкр.

На рис. 1 и 2 показаны рассчитанные дроссельные характеристики P f Tг для условий длительного крейсерского полёта (Н=11км, Мп=0,8) трёх двигателей, которые на взлётном режиме имеют одинаковые Рис. 2. Дроссельные характеристики ТРД(Д) значения тяги Р0=100 кН, температуры в условиях длительного крейсерского полёта Т гmax 1800 К и степени повышения (Н=11км, Мп=0,8) с различной степенью двухконтурности:

давления к 0 35, но отличаются по m0=0 ( —— );

m0=8 ( – – – );

m0=16 ( – · – ) степени двухконтурности: m0=0;

8 и 16.

Из результатов расчёта следует, что (Одинаковая тяга на взлётном режиме крейсерская тяга Ркр=16 кН обеспечивается Р0=100 кН с повышением степени на рассматриваемых двигателях при двухконтурности обеспечивается за счёт Т гкр 1280, 1550 и 1670 К. Этим увеличения расхода воздуха Gв0).

температурам в земных условиях соответствует следующая доля тяги P от её взлётной величины: P P P0 0, 39 ;

0,68 и Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 0,82. Именно этой долей тяги (т.е. в условиях протекания тяги по температуре Т г для Н=0, Мп=0) определяется, как известно, m0) ТРДД с разными объясняется режим работы двигателя. закономерность протекания функции Таким образом, на двигателях с Tг кр Tг max f m (рис. 3).

одинаковой взлётной тягой и существенно разной степенью двухконтурности одна и та же величина тяги в условиях длительного крейсерского полёта обеспечивается по существу на разных режимах: от крейсерского режима P 0, 4 при m0=0 до максимального продолжительного режима P 0,82 при m0=16.

Объяснение этой весьма важной (для проектирования и эксплуатации ТРДД) Рис. 3. Зависимость отношения температур закономерности изменения температуры газа Tгкр Tгmax от степени двухконтурности m при на крейсерском режиме длительного полёта в зависимости от степени двухконтурности Ркр=0, m0 заключается в том, что с увеличением m0 Результаты расчёта зависимости снижается коэффициент гидравлических Руд f (Т г ) для указанных выше трёх потерь. В теории двигателей введено двигателей (m0=0;

8 и 16) для земных (Н=0, понятие – минимальная температура газа Мп=0 и Н=0, Мп=0,8) и высотных (Н=11км, перед турбиной Т гmin [2]. Это величина, при Мп=0,8) условий приведены на рис. 4,а, 5,а и которой работа цикла, а, следовательно, и 6,а. На рис. 4,б, 5,б и 6,б приведены те же проектируемого удельная тяга ТРД, зависимости для относительной удельной обращается в нуль вследствие того, что всё тяги (по отношению к её значению на подведённое тепло затрачивается на максимальном режиме).

преодоление гидравлических потерь rI=0).

(коэффициент Для ТРДД с увеличением m0 величина Т гmin повышается, так как подведенное тепло затрачивается на преодоление гидравлических потерь не только во внутреннем, но и в наружном контуре. Другими словами, коэффициент гидравлических потерь в наружном контуре Vп2 r II 1 x 1 II 1 II m Le с увеличением m обращается в нуль при Т гmin более высоком значении.

Соответственно увеличивается крутизна протекания удельной тяги Pуд f Tг.

Хотя изменение параметров в зависимости от температуры Т г по дроссельной характеристике выполненного Рис. 4. Зависимость удельной тяги ТР(Д)Д (а) и её двигателя заметно сложнее, особенно на относительного значения (б) от температуры Тг малых режимах и особенно для двигателей с в земных (Н=0, Мп=0) условиях:

большой степенью двухконтурности, тем не m0=0 ( —— );

m0=8 ( – – – );

m0=16 ( – · – ) менее именно этой причиной (снижением коэффициента гидравлических потерь rII до нуля и, как следствие, разной крутизной Авиационная и ракетно-космическая техника увеличивается от 1290 до 1490 К. Такое значительное увеличение минимальной температуры (снижение коэффициента гидравлических потерь rII до нуля) объясняется уменьшением работы цикла Le, которая на выполненном двигателе при снижении режима уменьшается не только вследствие снижения Т г, но и вследствие снижения. Соответственно к увеличивается температура на крейсерском режиме длительной работы, как уже было показано, от 1550 до 1670 К. По результатам этих расчётов был построен рис. 3.

Таким образом, с увеличением степени двухконтурности m0 повышается величина температуры газа перед турбиной на крейсерском режиме длительного полёта Т гкр из условия обеспечения потребной тяги, Рис. 5. Зависимость удельной тяги ТР(Д)Д (а) и её что объясняется увеличением доли тепла (от относительного значения (б) от температуры Тг тепла, внесённого в двигатель с топливом), в условиях Н=0, Мп=0,8:

затраченной на преодоление гидравлических m0=0 ( —— );

m0=8 ( – – – );

m0=16 ( – · – ) потерь в наружном контуре при снижении режима, и, соответственно, увеличением крутизны протекания дроссельной характеристики P f Tг.

Работа выполнена при финансовой поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании постановления Правительства РФ №218 от 09.04.2010.

Библиографический список 1. Шляхтенко, С.М. Теория двух контурных турбореактивных двигателей [Текст] / В.П. Деменчонок и др.;

Под ред.

С.М. Шляхтенко, В.А. Сосунова. М.:

Машиностроение, 1979. - 432 с.

2. Кулагин, В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и Рис. 6. Зависимость удельной тяги ТР(Д)Д (а) и её энергетических установок [Текст]: Учебник.

относительного значения (б) от температуры Тг 2-ое изд. Основы теории ГТД. Рабочий в условиях длительного крейсерского полета процесс и термогазодинамический анализ.

(Н=11км, Мп=0,8):

(Кн.1). Основы теории ГТД. Совместная m0=0 ( —— );

m0=8 ( – – – );

m0=16 ( – · – ) работа узлов выполненного двигателя и его Из рис. 5,б следует, что с характеристики (Кн.2). М.:

увеличением степени двухконтурности от Машиностроение, 2003. - 615 с.

до 16 минимальная температура Тгmin, при которой тяга обращается в нуль, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), DEPENDENCE OF REQUIRED TURBINE INLET TEMPERATURE AT CRUISE MODE OF LONG-TERM FLIGHT ON BYPASS RATIO © 2012 V. N. Rybakov Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University) The relation between turbine inlet temperature at flight cruise mode (at specified thrust value) and the bypass ratio is described. It is proved that the increase of the bypass ratio leads to increase of gas temperature value.

Turbine inlet temperature, cruise mode of long-term flight, bypass ratio, hydrodynamic loss coefficient.

Информация об авторе аспирант, Самарский государственный Рыбаков Виктор Николаевич, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: rybakov@ssau.ru. Область научных интересов:

теория газотурбинных двигателей, оптимизация параметров рабочего процесса ГТД, начальный уровень проектирования ГТД, математическое моделирование.

Rybakov Viktor Nikolaevich, post-graduate student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: rybakov@ssau.ru.

Area of research: gas turbine engines theory, gas turbine engines parameters optimization, initial level of gas turbine engine design, mathematical simulation.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.431.75(075) ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МЕТОДА ДИНАМИЧЕСКОГО ПРОГРАММИРОВАНИЯ ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ОПТИМИЗАЦИИ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ПО КРИТЕРИЯМ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА © 2012 А. Ю. Ткаченко, В. С. Кузьмичев Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Рассмотрен метод динамического программирования для решения задач оптимизации управления ГТД по критериям эффективности летательного аппарата.

Оптимизация, двигатель газотурбинный, критерий эффективности, аппарат летательный, программирование динамическое.

При изменении внешних условий и заменяется дискретным многошаговым режима работы в процессе полёта процессом, каждый этап которого летательного аппарата (ЛА) параметры соответствует различным значениям рабочего процесса газотурбинного двигателя фазовых координат.

(ГТД) меняются в соответствии с Метод динамического программиро программой управления двигателя и общими вания основан на принципе оптимальности закономерностями совместной работы его Беллмана [2], сформулированного для узлов. От программы управления силовой решения широкого круга задач управления, установкой в значительной степени зависит распадающихся на ряд последовательных характер изменения параметров движения этапов (шагов). Функция управления ЛА в процессе полёта, время полёта, складывается из совокупности шаговых потребный запас топлива и, в конечном управлений, то есть значений параметров итоге, значения критериев, управления на каждом шаге дискретного характеризующих эффективность процесса. Если задано начальное состояние эксплуатации ЛА при выполнении системы, то последовательность шаговых конкретной задачи [1]. управлений однозначно определяет Значения критериев эффективности последовательность переходов системы из ЛА на этапе концептуального одного состояния в другое.

проектирования газотурбинного двигателя Задача оптимизации управления могут быть рассчитаны путём численного заключается в поиске такой последова интегрирования системы дифференциальных тельности шаговых управлений, при которой уравнений движения летательного аппарата. значение целевой функции в конце процесса В этом случае параметры, характеризующие достигает оптимума.

Функция управления на i-ом шаге эффективность ЛА, являются функционалами, а их значения зависят от называется шаговым управлением и (i) выбора функции управления двигателями. обозначается u. Если количество этапов равно n, то задача состоит в поиске Задача оптимизации управления ГТД с использованием математической модели последовательности шаговых управлений, то u=(u(1), u(2),…u(n)).

полёта ЛА не разрешима традиционными есть множества аналитическими методами вариационного Поскольку начальное состояние системы исчисления. Поэтому её решение возможно задано, то последовательность шаговых только численными методами управлений однозначно определяет динамического программирования. Для последовательность переходов системы из этого непрерывный процесс, описываемый одного состояния в другое.

системой дифференциальных уравнений, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Требуется найти такую последова- ления на (n-1)-ом шаге и т.д., а задача тельность шаговых управлений u, при определения оптимального управления на которой значение целевой функции в конце первом шаге является внешней по процесса достигает оптимума: отношению ко всем остальным.

На основании описанного метода Y (u) ( F (u)) opt.

можно сформулировать следующий Каждый критерий эффективности, в алгоритм решения задачи оптимизации свою очередь, зависит от значений управления ГТД:

параметров состояния системы 1. Полёт рассматривается как дис S ( n ) (u) S1 n) (u), S2n) (u),... Sl( n) (u) в конце ( ( кретный процесс, то есть вся траектория полёта разбивается на небольшие участки, а процесса. Следовательно, и целевая функция изменение параметров состояния ЛА в конечном итоге зависит от S ( n ) ( u) :

описывается значениями на границах этих Y ( u) S ( n ) ( u). участков.

2. Задаются начальные значения Состояние S(i), в которое перейдёт параметров управления ГТД на каждом система на очередном i-ом шаге, зависит участке траектории и значения параметров только от предыдущего состояния S(i-1) и состояния ЛА в начальной точке.

управления на этом шаге u(i):

Оптимизация начинается с расчёта первого S (i ) f S (i 1), u(i ). участка траектории.

3. В зависимости от состояния ЛА в В соответствии с принципом Беллмана для текущего состояния S(i) начале участка и значений параметров управления ГТД рассчитываются значения оптимум целевой функции является параметров состояния в конце участка.

условием оптимальности управления на 4. Если текущий участок траектории последующих этапах. Следовательно, на не является последним, то осуществляется последнем шаге n легко найти оптимальный переход к расчёту следующего участка переход в конечное состояние u(n) одним из траектории. Если текущий участок численных методов параметрической траектории является последним, то оптимизации:

рассчитываются значения критериев Y ( u) opt S ( n1) ( u).

эффективности ЛА и целевой функции.

u( n ) 5. Проверяется выполнение условия Для предпоследнего шага (n – 1) сходимости решения при текущих значениях выполняется аналогичная операция, но при параметров регулирования ГТД на данном проверке каждого варианта управления u(n-1) участке траектории. Если условие выполняется оптимизация управления на сходимости решения не выполняется, то последнем шаге. Аналогично, при изменении определяются новые значения параметров управления u(i) повторяется рекуррентная регулирования, и расчёт повторяется с оптимизация управления на последующих пункта 3. Если условие сходимости решения шагах, поскольку вывод об оптимальности выполняется и текущий участок траектории управления на каждом из шагов (участков является первым, то расчёт останавливается.

траектории) можно сделать только после В ином случае осуществляется возврат к того, как будет определено оптимальное оптимизации управления на предыдущем управление на всех последующих этапах и участке траектории, начиная с пункта 4.

рассчитано значение целевой функции.

Блок схема алгоритма оптимизации Таким образом, задача поиска управления на примере трёхшагового оптимальной функции управления про процесса представлена на рис. 1.

цессом, состоящим из n шагов, может быть Каждая из вложенных задач n сведена к вложенным задачам оптимизации управления ГТД на отдельном параметрической оптимизации. При этом участке траектории может быть решена с задача определения оптимального управ помощью одного из широко используемых ления на n-ом шаге является вложенной в задачу определения оптимального управ Авиационная и ракетно-космическая техника численных методов параметрической оптимизации.

Рис. 1. Блок - схема алгоритма оптимизации функции управления трёхшаговым процессом Различным критериям оценки компромиссный вариант управления ГТД, эффективности ЛА соответствуют отвечающего комплексу критериев оценки различные варианты управления его эффективности ЛА, необходимо двигателями. Поэтому важным вопросом при использовать какой-либо принцип разработке метода оптимизации управления оптимальности.

ГТД является выбор метода расчёта целевой Во многих задачах многомерной функции. Для того, чтобы определить многокритериальной оптимизации рацио Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), нальным является использование мини- оптимизации функций управления с учётом максного принципа оптимальности, который ограничений невозможно воспользоваться позволяет рассчитывать значение целевой стандартными методами штрафных и функции на основе совокупности критериев. барьерных функций. При нарушении В соответствии с данным принципом, ограничений необходимо корректировать минимизируемой величиной является значение целевой функции таким образом, максимальное значение из набора чтобы движение в сторону нарушения нормированных критериев эффективности: ограничений было невыгодным.

Таким образом, если при текущем Y (u) max j F jнорм (u) min, варианте функции управления на i-ом шаге j n-шагового процесса произошло нарушение где j– степень значимости j-го критерия;

ограничения, представленного в виде F jнорм (u) – нормированное значение кри g j S ( n1), u( n) 0, и дальнейший расчёт терия эффективности, которое характеризует относительное отклонение текущего невозможен, то расчёт целевой функции значения данного критерия F j (u) (например, выполняется по следующей формуле:

n g j S (i 1), u(i ).

Ст·км, а, П ) от его оптимального значения Y n F jopt, найденного в результате Таким образом, разработан метод однокритериальной оптимизации. Норми- оптимизации управления ГТД по критериям рованное значение критерия эффективности эффективности ЛА, основанный на методе определяется по одной из следующих динамического программирования, путём формул: (в случае минимизации критерия – разбиения непрерывного процесса на (1), в случае максимизации – (2)): совокупность дискретных шагов и решения вложенных задач параметрической F j (u) F jopt F jнорм (u) оптимизации значений функции управления ;

(1) F jopt на каждом шаге с учётом ограничений.

F jopt F j (u) Работа выполнена при финансовой F jнорм (u). (2) F jopt поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании При исследовании различных постановления Правительства РФ №218 от вариантов управления ГТД необходимо 09.04.2010.

учитывать совокупность ограничений на режимы полёта ЛА и работы его силовой Библиографический список установки, к которым относятся ограничения 1. Кузьмичев, В.С. Моделирование по скорости полёта, углу атаки планера, полета летательного аппарата в задачах частотам вращения роторов, температуре оптимизации параметров рабочего процесса рабочего тела перед турбиной двигателя. газотурбинных двигателей [Текст] / Кроме того, следует учитывать тот В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко, факт, что не при любом варианте управления В.Н. Рыбаков// Известия Самарского возможно выполнение заданного процесса научного центра Российской академии наук.

полёта ЛА (например, горизонтальный полёт – 2012. – т.14, №2(2). – С.491-494.

ЛА с постоянной скоростью и максимальной 2. Андреева, Е.А. Вариационное коммерческой нагрузкой при работе исчисление и методы оптимизации [Текст]:

двигателей на режиме «малого газа»). учебное пособие для университетов / Поскольку не всегда возможно рассчитать Е.А. Андреева, В.М. Цирулева – М.:Высш.

такой процесс до конца и определить шк., 2006. – 584 с.

значение целевой функции, то при Авиационная и ракетно-космическая техника USE OF THE DYNAMIC PROGRAMMING METHOD FOR SOLVING TASKS OF GTE MANAGEMENT OPTIMIZATION USING THE AIRCRAFT EFFICIENCY CRITERIA © 2012 A. Yu. Tkachenko, V. S. Kuzmichev Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) Constraint-driven method of GTE management optimization based on aircraft efficiency criteria is described.

The method is based on dynamic programming and minimax principle of optimality for objective function.

Optimization, gas turbine engine, efficiency criteria, aircraft, dynamic programming.

Информация об авторах Ткаченко Андрей Юрьевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: tau@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, математическое моделирование, управление газотурбинными двигателями, методы расчета эксплуатационных характеристик, численные методы оптимизации.

Кузьмичев Венедикт Степанович, доктор технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: kuzm@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, оценка научно-технического уровня ГТД, САПР ГТД.

Tkachenko Andrey Yurievich, Candidate of Science, Associate professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolyov (National Research University), E-mail: tau@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine controlling, design methods of field performance data, numerical method of optimization.

Kuzmichev Venedikt Stepanovich, Doctor of Science, Professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University), E-mail: kuzm@ssau.ru.Area of research: gas turbine engines theory, initial level of gas turbine engine design, assessment of scientific and technological level of gas turbine engines, gas turbine engines computer-aided systems.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 621.431.75+004. АВТОМАТИЗАЦИЯ ПОСТРОЕНИЯ МОДЕЛЕЙ ЛОПАТОЧНЫХ ВЕНЦОВ ДЛЯ CAE-РАСЧЁТОВ В ПРОГРАММЕ PROFILER © 2012 Л. С. Шаблий, И. Б. Дмитриева, Г. М. Попов Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Рассматривается методика автоматизированного построения трёхмерной модели пера лопатки для последующего газодинамического анализа в среде NUMECA. Предложены варианты решения возникающих при этом проблем.

Лопатка, модель трёхмерная, модель сеточная, сплайн кубический.

В настоящее время CAE-расчёт автоматизированного создания является неотъемлемым этапом геометрических и КЭ моделей лопаточных проектирования любого сложного объекта, к венцов и их базовых элементов - лопаток.

каким, несомненно, относятся лопаточные На пути к достижению поставленной машины – компрессоры и турбины. Именно цели – автоматизации построения среда CAE – систем позволяет проводить геометрических моделей лопаточных венцов численные исследования проектируемых – встречается большое количество проблем, объектов, методом, например, конечных причём решение каждой из них является элементов. Такое исследование предполагает сложной и не вполне формализованной наличие конечно–элементной модели, (иногда полностью неформализованной) которая обязательно включает в себя задачей. Для решения таких задач была конечно–элементные (КЭ) сетки. От создана программа Profiler. Эта программа качества КЭ сеток существенно зависят уже была описана раньше [1], но с тех пор скорость решения и точность результатов функционал программы значительно численного анализа. расширился, а для части функций были Надо иметь в виду, что однократный существенно переработаны алгоритмы. В расчёт на базе КЭ модели не даёт ответа на настоящее время программа Profiler имеет вопрос о качестве исследуемого объекта. большое количество функций Самое большее, что может дать одиночный соответственно числу решаемых задач, САЕ-расчёт – это обоснованный ответ на которые по своей семантике делятся на два вопрос, является ли исследуемый вариант класса. Первый класс задач связан конструкции допустимым. Если же собственно с автоматизацией процесса поставлена задача оптимизации конструкции построения моделей. Решение задач второго или, по крайней мере, отбраковки заведомо класса направлено на отыскание новых форм неудачных (хоть и допустимых) её представления геометрии профилей лопаток, вариантов, то расчётов надо произвести наиболее соответствующих задаче несколько, каждый раз меняя параметры оптимизации. Данная статья посвящена исследуемой конструкции и перестраивая её описанию задач первого класса. К ним модель. относятся:

В рамках задачи оптимизации 1) преобразование форматов из лопаточных венцов к САЕ-расчёту надо традиционного в специализированный;

относится как к решению прямой задачи 2) выкалывание некорректных точек;

(отвечающей на вопрос «Что будет, 3) визуализация для контроля если?..»). Решение обратной задачи, задачи вводимых данных;

оптимизации (отвечающей на вопрос «Как 4) критериальная оценка кривизны.

Преобразование форматов. Преобразование сделать, чтобы?..») предполагает многократное обращение к прямой задаче. В традиционного формата в формат NUMECA связи с этим остро встаёт вопрос выполняется аналогично преобразованию в Авиационная и ракетно-космическая техника формат TurboGrid [1] и содержит следующие точек в файл в последовательности, шаги: соответствующей замкнутому сплайну, но в 1) выкалывание лишних точек спинки два списка: сначала для всех точек «спинки»

и корытца;

лопатки, затем для всех точек «корытца»

2) поиск замыкающих точек на (рис. 2).

входной и выходной кромке;

3) разбиение дуг входной и выходной кромок точками;

4) добавление дополнительных точек рядом с замыкающими для предотвращения волн на сплайнах;

5) запись координат точек в формате NUMECA.

Изменению подверглись только первый пункт (был улучшен алгоритм) и пятый, поскольку формат NUMECA отличается от формата TurboGrid тем, что замкнутый профиль, описывающий лопатку, должен быть разделён на две условные части: «спинку» (suction side - сторона разрежения) и «корытце» (pressure side сторона давления), в которые кроме непосредственно точек спинки и корытца входят ещё точки соответствующих половин Рис. 2. Формат записи файла NUMECA входной и выходной кромок (рис. 1).

Выкалывание лишних точек на концах сплайна - необходимый этап для получения замкнутого контура. В [1] был предложен алгоритм выявления «лишних» точек профилей и их удаления из дальнейшего рассмотрения. Однако эксплуатация данного алгоритма выявила недостатки критерия оценки «негодности» концевых точек.

Первый недостаток проявлялся при работе с сильно изогнутыми профилями. В качестве критерия выступало попадание исследуемой точки и центра «дальней» кромки в одну полуплоскость относительно прямой, проведённой через центр исследуемой кромки перпендикулярно прямой, соединяющей две концевые точки (рис. 3, а).

Рис. 1. Формат представления данных в NUMECA Точка центра дальней кромки была выбрана как точка, гарантированно лежащая в Входная и выходная кромка нужной полуплоскости, относительно разделяются касательными к средней линии данной прямой. Однако, в случае сильного в её крайних точках, т.е. дуги входной и изгиба лопаток, возможен переход центра выходной кромок разделяются пополам дальней кромки в другую полуплоскость, что «средней» точкой. Линия, представляющая в случае использования прежнего критерия совокупность средних точек всех входных приводит к признанию годности кромок сечений пера, имеет обозначение некорректных точек и негодности Leading Edge (LE) - входное ребро, всех корректных (рис. 3, б).

выходных кромок - Trailing Edge (TE) выходное ребро. При записи в формате Numeca происходит выгрузка координат Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), П.2. Ищется прямая Ax+By+C=0, проходящая через исследуемую точку (т.1) (определяется коэффициент C=-A*x1-B*y1.

Эта прямая делит плоскость на две полуплоскости: «положительную»

(Ax+By+C0), направленную в сторону, указанную нормальным вектором (от профиля), и отрицательную (Ax+By+C0), а направленную в направлении, обратном вектору (А;

В), т.е. к профилю.

Рис. 4. Выполнение улучшенного выкалывания б П.3. Производится оценка принадлежности центра исследуемой кромки положительной полуплоскости (Axc+Byc+C0). Если это условие выполняется, то исследуемая точка относительно кромки лежит в «правильной»

полуплоскости. В этом случае точка в считается возможно годной и проходит дополнительную проверку (п. 4). В Рис. 3. Несостоятельность критерия годности противном случае точка признаётся старого алгоритма выкалывания:

а - правильная работа алгоритма при малой кривизне негодной и выкалывается, а алгоритм профиля;

б - неправильная работа алгоритма при повторяется с п. 1.

большой кривизне профиля;

в - неучёт попадания П.4. Производится оценка попадания точки внутрь кромки исследуемой точки внутрь окружности кромки. Для этого расстояние между точкой Вторым недостатком такого критерия и центром кромки сравнивается с радиусом является отсутствие контроля попадания исследуемой точки внутрь окружности кромки. В случае ( x1 xc ) 2 ( y1 y c ) 2 R кромки (рис. 3, в). В этом случае, если точка исследуемая точка признаётся годной и окажется в «верной» полуплоскости, она процесс выкалывания негодных крайних будет признана годной, несмотря на то, что точек прекращается. В противном случае провести через эту точку плавный сплайн, точка выкалывается и алгоритм касательный к кромке, невозможно. На продолжается с п.1 до тех пор, пока не будет основании проведённого анализа ошибок найдена полностью годная точка. Например, был предложен алгоритм оценки годности для случая, изображённого на рис. 7, первой точек с улучшенным критерием.

точкой, годной по обоим условиям, будет П.1. Через две точки: крайнюю (т.1) и только третья исследуемая точка.

предпоследнюю (т.2) проводится вектор Визуализация для контроля вводимых (А;

В) = (x1-x2;

y1-y2), направленный от т.2 к данных. При вводе координат точек т.1, т.е. указывающий направление в сторону профилей с клавиатуры (с чертежа), от профиля (рис. 4). Данный вектор является вероятно возникновение ошибок ввода. Для нормальным для прямой Ax+By+C=0, контроля вводимых координат перед заданной в общем виде.

экспортом точки профиля отрисовываются Авиационная и ракетно-космическая техника 2 на экране, что позволяет выявить неверно Q u (1 u) 3 P0 3u(1 u) 2 P 3u (1 u)P2 u P3, введённую точку визуально (рис. 5). Для где u 0;

1, а P0, P1, P2, P3 - опорные точки, улучшения визуализации первоначально причём P0Q0, P3Q3 (рис. 7), а координаты точки соединялись прямыми линиями, что P1 и P2 определяются по алгоритму, оказалось вполне приемлемым для несильно описанному в [1] на основании базисного изогнутых профилей.

n представления сплайна Qk N i, p (u k ) Pi, где i n=3 (число точек минус единица), p=3 порядок сплайна, k=0...n. При этом определяются такие аргументы базисов u k, что Q (u k ) Qk, т.е. при изменении u от нуля до единицы точка Q(u ) «движется» по а сплайну от точки Q0 до точки Q3, в б определённые моменты проходя через точки Q1 и Q2. Существует несколько способов Рис. 5. Отрисовка профиля на экране для контроля правильности вводимых координат:

выбора u k : деление сплайна на равные части а - профиль с ошибкой в Y-координате 10й точки ( u 0 0, u1 1 3, u 2 2 3, u 3 1 ), деление спинки (введено 0,84 вместо 0,64);

б - корректный (исправленный) профиль пропорционально расстоянию между интерполируемыми точками ( u 0 0, При дальнейшем тестировании Qk Qk выяснилось, что при отрисовке сильно n u k u k 1, k=1...n, ) или d Qk Qk d изогнутых профилей соединение точек k прямыми отрезками даёт значительное пропорционально корню расстояния ( u 0 0, искажение корректного профиля, особенно в Qk Qk u k u k 1, k=1...n, ).

n d Q k Qk d области большой кривизны (рис. 6). Для k решения данной проблемы новый вариант Каждый способ формирует сплайны, программы был снабжён возможностью немного отличающиеся кривизной, поэтому отрисовывать на экране линии между в программе предлагается выбор любого из точками кубическими сплайнами Безье. трёх описанных вариантов интерполяции, а в качестве основного используется второй.

3. Производится вычисление координат точек, находящихся на «внутреннем» отрезке сплайна [Q1, Q2], по найденной в п. 2 функции сплайна Q(u ) при u [u 1 ;

u 2 ]. Количество точек должно быть а б достаточным для визуализации кривизны сплайна. В [2] предлагается алгоритм Рис. 6. Варианты соединения точек профиля:

растеризации сплайна, в котором сплайн а - отрезками прямых;

б – сплайнами заменяется ломаной с числом звеньев, при Поскольку кубическим сплайном котором длина максимального отрезка не Безье можно инвариантно интерполировать превышает размер пикселя экрана. Опытно только четыре точки профиля, то было установлено, что сплайн профиля интерполяция всех точек сечения качественно отрисовывается уже при десяти выполняется следующим образом. точках на отрезке [Q1, Q2]. При выполнении 1. На профиле выбираются данного пункта для концевых участков последовательно четыре точки Q0, Q1, Q2, Q3 профиля дополнительно вычисляются точки (рис. 7);

на отрезке [Q0, Q1] или [Q2, Q3].

2. Выбранные точки интерполируются кубическим сплайном Безье:

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 4. На экране отрисовывается ломаная (конфузорность заменяется диффузорностью линия, проходящая через точки, найденные в и наоборот). Иногда для контроля п. 3. волнистости проводят пробные CFD-расчёты 5. Точки профиля сдвигаются на одну, с целью выявления нехарактерного т.е. выбираются точки Q’0Q’1, Q’1Q2, поведения потока в местах с изменением Q’2Q3, Q’3 - следующая точка профиля (рис. выпуклости - резкий местный разгон или 7). Выполнение алгоритма продолжается с торможение потока.

п.2 для всех четырёхточечных групп профиля до его полной отрисовки.

а б Рис. 8. Многократное изменение кривизны профиля корытца: а - допустимый вариант (до двух точек Рис. 7. Интерполяция и растеризация произвольного перегиба);

б - недопустимый вариант (больше двух количества точек кубическим сплайном Безье точек перегиба) Серьёзной проблемой профилирования В программе Profiler предложен является появление «волнистости» на алгоритм критериальной оценки знака профиле вследствие многократного выпуклости профиля. В общем случае, когда изменения знака выпуклости сплайна. Эта профиль целиком находится в проблема возникает при использовании положительной полуплоскости относительно сплайнов с большим радиусом кривизны касательной к любой точке спинки, и спинка (практически прямых) и более актуальна для и корытце являются выпуклыми вниз корытца, поскольку, в отличие от спинки, (положительная кривизна). В случае, если даже правильный профиль на корытце может кривизна того или иного сплайна в иметь до двух точек изменения кривизны окрестности исследуемой точки оказывается вследствие утоньшения профиля к краям отрицательной, при отрисовке профиля (рис. 8, а).

данная точка помечается ярко-бирюзовым Из-за неправильного профилирования в цветом, сигнализируя о возможной ошибке районах с околонулевой кривизной сплайна кривизны. Оператор, визуально анализируя могут возникнуть вариации его выпуклости картину распределения знаков кривизны, («волны»), вызванные неудачно совпавшим делает выводы о допустимости такой напряжением сплайна соседними точками.

ситуации (рис. 8, а) или о необходимости Эта проблема является актуальной, корректировки координат точек (рис. 8, б).

поскольку визуально выявить волнистость не Кроме того, данный алгоритм позволяет представляется возможным, а вызванное ею легче оценивать верность введённых данных, изменение соотношения площадей канала поскольку, как правило, даже небольшие вызывает существенное изменение потока Авиационная и ракетно-космическая техника случайные отклонения координат, плохо заметные визуально, вызывают изменение кривизны, которое эффективно оценивается критериально (рис. 9) и привлекает внимание оператора к «проблемной» области.

Критериальная оценка кривизны б проводится по следующему алгоритму:

1. Исследование кривизны и визуализации точек производится для каждой точки сначала спинки, а затем корытца.

2. Рядом с исследуемой точкой Qi в выбираются ещё три точки профиля, причём таким образом, чтобы она по возможности Рис. 9. Использование контроля знака выпуклости для оказалась на втором отрезке упрощения выявления ошибок ввода координат профиля: а - верно введенный профиль;

интерполирующего сплайна:

б - Y-координата 11й точки спинки на 3% меньше;

в Qu (1 u ) 3 P0 3u(1 u ) 2 P1 3u (1 u) P2 u P 2, Y-координата 11й точки спинки на 5% больше проведённого по выбранным точкам. Если точка находится в середине профиля, она принимается за Q1, две следующие за ней точки - за Q2 и Q3, а предыдущая - за Q0.

Если же исследуется концевая точка профиля, то за неимением точек до или после неё, она может быть крайней точкой сплайна. При определении параметров интерполирующего сплайна также Рис. 10. Определение знака полуплоскости профиля вычисляется относительное расстояние по 4. В исследуемой точке сплайну исследуемой точки u i, при котором определяется знак z кривизны профиля. Для Q ( u i ) Qi.

параметрически заданных функций, 3. При первом проходе алгоритма направленных положительно по оси X, (х определяется знак k полуплоскости, в u ), возрастает при возрастающем которой профиль лежит целиком выпуклость вниз имеет положительный знак относительно прямой Ax+Bx+C=0, производной второго порядка. Для касательной к спинке (рис. 10). Её противоположно направленных функций нормальный вектор (А;

В) определяется как z отрицательный. Знак кривизны перпендикуляр к сплайну через определяется положительно в случае параметрические производные:

совпадения знаков производной второго :

Qu 3(1 u)2 P0 3(1 3u)(1 u)P 3u(2 3u)P2 3u P порядка y сплайна как функции, заданной xx A Yu (u i ), B X u (u i ), а C=-(A*xi+B*yi).

параметрически, и направления сплайна по Знак полуплоскости, в которой оказался оси Х ( xu ): z=sign( y xu )= xx профиль, оценивается по центру входной кромки (xR;

yR): k=sign(AxR+ByR+C).

y x x y, sign u u u 3u u u xu sign yuu xu xuu y u ( xu ) xuu y uu где и определяются как Quu 6(1 u) P0 6(3u 2) P 6(1 3u) P2 6uP3.

а 5. Сравниваются знаки z и k.

Совпадение знаков свидетельствует о том, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), что сплайн имеет выпуклость вниз при Постановления Правительства РФ №218 от расположении профиля сверху прямой, 09.04.2010.

касательной к спинке (рис. 8). В этом случае кривизна считается правильной и точка Библиографический список отрисовывается обычным цветом. В 1. Дмитриева, И.Б. Автоматизация противном случае кривизна считается создания объёмной модели пера лопатки в неверной и точка отрисовывается ярким ANSYS TurboGrid на базе традиционного маркирующим цветом. представления его геометрии [Текст] / 6. Алгоритм повторяется поочерёдно И.Б. Дмитриева, Л.С. Шаблий // Вестник для каждой точки спинки и корытца, при Самарского государственного этом п. 3 всегда пропускается, поскольку аэрокосмического университета имени определение расположения профиля академика С.П. Королёва. – Самара, 2011. – относительно прямой Ax+Bx+C=0 одинаково №3 (27). Часть 3. – С. 106- для всех точек. 2. Параметрические кривые и их Работа выполнена при финансовой растеризация [Электронный ресурс]:

поддержке Правительства Российской http://www.intuit.ru/department/graphics/rastrgr Федерации (Минобрнауки) на основании aph/4/rastrgraph_4.html.

AUTOMATIZATION OF CREATION VANE MODELS FOR CAE WITH PROFILER © 2012 L. S. Shabliy, I. B. Dmitrieva, G. M. Popov Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) Methodology of automotive creation of vane 3D-model for gas-dynamic analysis in NUMECA is seeing. Ways of solving different problems during this process is suggested.

Blade, 3D-model, finite-element model, cubic spline.

Информация об авторах Шаблий Леонид Сергеевич, ассистент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.

Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: shelbi-gt500@mail.ru.

Область научных интересов: лопаточные машины, CAE-расчёты.

Дмитриева Ирина Борисовна, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.

Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: tdla@ssau.ru. Область научных интересов: лопаточные машины, САПР, CASE-технологии.

инженер, Самарский государственный Попов Григорий Михайлович, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: grishatty@mail.ru. Область научных интересов:

рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.

Shabliy Leonid Sergeevich, Instructor of aircraft engines theory department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E mail: shelbi-gt500@mail.ru. Science interests: blade machines, CAE.

Dmitrieva Irina Borisovna, Associate professor of aircraft engines theory department SSAU. E-mail: tdla@ssau.ru. Science interests: blade machines, CAx, CASE.

Popov Grigory Mikhailovich., engineer, Samara State Aerospace University, Е-mail:

Авиационная и ракетно-космическая техника grishatty@gmail.com. Research interests: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

УДК 620. ЗАКОНОМЕРНОСТИ ФОРМИРОВАНИЯ СТРУКТУРЫ И СВОЙСТВ КОВОЧНЫХ СПЛАВОВ СИСТЕМЫ AL-ZN-MG-CU C РАЗЛИЧНЫМ СОДЕРЖАНИЕМ ОСНОВНЫХ ЛЕГИРУЮЩИХ КОМПОНЕНТОВ, МИКРОДОБАВОК И ПРИМЕСЕЙ © 2012 Р. О. Вахромов, Е. А. Ткаченко, В. В. Антипов Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" Государственный научный центр Российской Федерации, Москва Проведены комплексные исследования влияния содержания базовых легирующих элементов Zn, Mg, Cu, малых добавок Zr, Sc, Ag, примесей Fe и Si на прочность, вязкость разрушения, усталостные характеристики, коррозионную стойкость, параметры микроструктуры (дисперсоиды, упрочняющие выделения, степень рекристаллизации, размер зерна) кованых полуфабрикатов из высокопрочных сплавов системы Al-Zn-Mg-Cu.

Сплавы системы Al–Zn–Mg–Cu–Zr, микродобавки Ag и Sc, примеси Fe и Si, кованые полуфабрикаты, механические свойства, коррозионная стойкость.

Алюминиевые сплавы на основе приборов и устройств для внепечного системы Al-Zn-Mg-Cu на сегодняшний день рафинирования расплава от окисных плён и остаются основным конструкционным газовых включений, разработке новых материалом для применения в современной модификаторов литой структуры, стало и перспективной аэрокосмической технике. возможным отливать слитки из Оптимизация химического состава и высокопрочных сплавов Al-Zn-Mg-Cu, в технологических процессов производства которых содержание железа, кремния, данных сплавов с целью достижения существенно ниже, чем в серийных сплавах.

улучшенного комплекса прочности, вязкости Для установления влияния железа и разрушения и коррозионной стойкости кремния на структуру, относительное непрерывно проводится в России и за удлинение, вязкость разрушения, рубежом с начала использования их в характеристики трещиностойкости и конструкциях самолётов. Одним из наиболее усталостную долговечность в эффективных способов воздействия на деформированных полуфабрикатах из сплава комплекс свойств таких сплавов является системы Al-Zn-Mg-Cu (типа 1933) в легирование микродобавками переходных и условиях ВИАМ были отлиты других металлов, ограничение по примесям, полунепрерывным методом в а также применение сложных кристаллизатор скольжения слитки 105 мм многоступенчатых режимов старения. двух составов (табл. 1), из которых были Существенное влияние на структуру и изготовлены поковки размером комплекс служебных свойств оказывает мм.

ограничение содержания примесей– железа и В сплаве №2 по сравнению со кремния, однако минимально возможное сплавом №1 снижено более чем в 2 раза присутствие этих элементов в сплавах содержание примесей железа и кремния.

системы Al-Zn-Mg-Cu ранее было Проведённые исследования макро и ограничено требуемой технологичностью микроструктуры показали, что уменьшение при литье слитков. В настоящее время, содержания железа, кремния практически не благодаря использованию нового литейного оказало влияния на зёренную структуру и оборудования, оснащённого приборами качество опытных слитков и поковок (рис. 1 автоматического регулирования процессов 3).

литья слитков, применению эффективных Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Таблица 1 - Расчётный химический состав опытных сплавов (массовая доля в %) № Al Zn Mg Cu Zr Ti Fe Si сплава 1 7,0 1,7 1,1 0,11 0,05 0,125 0, Основа 2 7,0 1,7 1,1 0,11 0,02 0,05 0, Рис. 1. Макроструктура опытных слитков 1 Рис. 2. Микроструктура опытных поковок 100 мкм 100 мкм Рис. 3. Микроструктура опытных поковок Механические свойства поковок после закалки и искусственного старения по Авиационная и ракетно-космическая техника режиму Т2 представлены в таблице 2, из в продольном направлении: в=480-485 МПа, которой следует, что прочностные 0,2=445 МПа.

характеристики исследованных поковок близки между собой и составляют Таблица 2 – Механические свойства опытных поковок (средние значения) Направление KCU, в, 0,2,, Номер K1С, кДж/м вырезки сплава МПам МПа МПа % образцов (ПД) Д 485 445 12,5 - 54 (ДП) 1 П 485 440 11,5 76 В 470 430 9,5 - 40 (ВД) Д 480 445 14,5 - 58 (ДП) 2 П 475 425 12,5 142 В 460 420 12,0 - 51 (ВД) По относительному удлинению поковок с пониженным содержанием железа заметное преимущество (примерно на 25%), и кремния в этом случае составляет более особенно в долевом и высотном чем в 1,8 раза.

направлении, имеют поковки №2 с При испытаниях на вязкость пониженным содержанием железа и разрушения и усталостную долговечность кремния. получены высокие результаты на всех Ударная вязкость (KCU) образцов, исследованных поковках, однако наиболее вырезанных в направлении ПД, имеет ту же высокие значения отмечаются у поковок закономерность, что и относительное состава №2 в направлении ВД (табл. 2,3).

удлинение (табл. 2), причём преимущество Таблица 3 – Результаты испытаний на МЦУ Число циклов до разрушения № сплава При мах=157 МПа, Kt =2,6, R=0,1, = 40 Гц 1 79 800*, 253 000, 305 000**, 316 000, 367 2 225 000, 333 350**, 315 000, 358 Примечание: *в очаге разрушения – включения интерметаллидов, ** = 5 Гц.

При определении коррозионных на склонность к расслаивающей и свойств установлено (табл. 4), что изменение межкристаллитной коррозии опытных содержания железа, кремния в поковок.

исследованных пределах не оказали влияние Таблица 4 - Коррозионная стойкость опытных поковок Место вырезки Склонность к МКК, Склонность к РСК, № сплава образца глубина,мм балл Поверхность - Середина 0,03 Поверхность - Середина нет Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Изучение влияния содержания поковках размером 60х200х350 мм из базовых легирующих элементов (Zn, Mg, сплавов, химический состав которых Cu), комплексной добавки Zr+Sc+Ag на приведён в табл. 5. Состав сплава прочность, вязкость разрушения, отличается от композиции 4 по содержанию усталостные характеристики и меди и малых добавок серебра и скандия.

коррозионную стойкость проводили на Таблица 5 - Расчетный химический состав опытных сплавов (массовая доля в %) № сплава Zn+Mg+Cu Zr+Sc Ag Fe Si Al 3 11,8 0,25 0,1 0,05 0,03 Осн.


4 11,0 0,26 0,2 0,05 0,03 Осн.

Следует отметить, что практически одновременно и повышение коррозионной все новые сплавы системы Al-Zn-Mg-Cu стойкости.

содержат добавку Zr, необходимую для Электронно-микроскопический образования во время гомогенизации и анализ образцов двух составов показывает, закалки дисперсных фаз Al3Zr, которые что их зёренная структура имеет примерно сдерживают статическую рекристаллизацию одинаковый характер: преимущественно посредством укрепления межзеренных нерекристаллизованные субзёрна со средним границ [1-3].

размером 2-4 мкм. Сравнительно редко В последние годы наряду с добавкой наблюдаются рекристаллизованные зёрна Zr в качестве легирующей добавки получил (рис. 4, а). На темнопольных снимках (рис. 4, распространение Sc, который обладает более б,в) видны дисперсоиды в виде частиц сильным модифицирующим и фазы (AL3ScxZr1-x) равноосной формы, антирекристаллизующим действием, чем Zr. которые имеют следующие ориентационные Комплексная добавка Sc+Zr позволяет отношения с матрицей: {011}//{100} и использовать сильнейшее модифицирующее 011 //100. Количественная оценка действие скандия при его меньших размеров и объёмной плотности концентрациях (до 0,2%), способствует дисперсоидов показала, что в сплаве, значительному увеличению прочности содержащем 0,1% Ag, средний размер сплавов системы Al-Zn-Mg-Cu, повышает дисперсоидов -фазы равен 15-18 нм, температуру рекристаллизации, оказывает разброс размеров в пределах 10-25 нм, существенное влияние на зёренную объёмная плотность изменяется в интервале 2,6-3,1х1015 см-3.

структуру [3-5]. При увеличении содержания серебра до 0,2% в сплаве Роль добавки серебра в алюминиевые несколько увеличивается средний размер сплавы изучена в меньшей степени по дисперсоидов и разброс их размеров (до 19 сравнению с цирконием и скандием. 20 и 10-30 нм, соответственно), объёмная Имеются данные, указывающие на то, что плотность 1,1-1,6х1015 см-3. Дисперсоиды добавка Ag уменьшает степень сохраняют когерентную связь с матрицей, о перестаривания и поднимает критическую чём свидетельствует появление температуру устойчивости зон Г.П., влияет специфического дифракционного контраста на ширину зон, свободных от выделений [6]. на светлопольном снимке в форме дужек с Вследствие этого высокая прочность может областью нулевой интенсивности (рис. 4, г).

быть достигнута при более высоких На границах субзёрен дисперсоиды не были температурах старения, что обеспечивает обнаружены.

Авиационная и ракетно-космическая техника а б в г Рис. 4. Тонкая структура сплавов, полученная методом ПЭМ: структура субзерна (a), распределение дисперсоидов '-фазы в сплавах, дисперсоиды на границах субзёрен (г). (a – x15000;

b, c, d - x80000;

b, c – темнопольное изображение) В табл. 6 приведены результаты оптимальному трёхступенчатому режиму испытаний образцов из поковок двух Т102, в сравнении со сплавом без Ag и Sc.

сплавов,термообработанных по Таблица 6 – Свойства поковок из двух сплавов (продольное направление) КР, в, 0,2,, K1С, МЦУ*, № сплава РСК МПам кцикл МПа МПа % кр., MПa 3 650 610 10 32 250 170** 4 600 550 10 45 300 250** без Ag, Sc 560 520 10 28 200 EB 150** Примечание: *мах=157 МПа, Kt =2,6, R=0,1, = 40 Гц, ** Направление ПД.

Как показали результаты испытаний, При проведении оценки приведённые в табл. 6, введение 0,1-0,2 % свариваемости методом аргонодуговой масс серебра и скандия в сплав системы Al- сварки (ААрДЭС) варьировали величину Zn-Mg-Cu с добавками циркония приводит силы тока, скорость сварки, а также к одновременному повышению подбирали оптимальный расход аргона.

прочностных характеристик, вязкости Анализ структуры сварных соединений разрушения и усталостной долговечности и показал, что поры и раковины в металле улучшает характеристики свариваемости. шва, зонах сплавления и термического влияния практически отсутствуют.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Микроструктура шва сварного соединения, Для сварных соединений сплава с полученного с присадочной проволокой из комплексной добавкой Zr+Sc+Ag(ЭЛС) сплава 1217 (Al-Cu-Sc), мелкозернистая, характерно наличие мелкозернистой однородная (размер зерна менее 10 мкм). равноосной структуры с величиной зерна 8– Оценку свариваемости методом электро- 15 мкм (рис. 5, в). В зоне термического лучевой сварки проводили на прессованных влияния отсутствуют оплавления по полосах толщиной 40 мм (рис. 5, а,б) [7]. границам зерен.

а б в Рис.5. Внешний вид (а), макроструктура сварного соединения выполненного ЭЛС (б), микроструктура переходной зоны (в) (200) прессованной полосы Ширина зоны с заметными автоматической аргоно-дуговой сварки, структурными изменениями составляет всего составляет не менее 0,6 от прочности 2–3 мм, что подтверждается результатами основного металла, сохраняется высокая замера микротвёрдости. Проведено коррозионная стойкость, а минимальный исследование механических свойств сварных угол изгиба сварного образца соединений. В отличие от серийных сплавов градусов. Для сварных соединений (ЭЛС) системы Al-Zn-Mg-Cu, сплав, содержащий прессованных полос из сплава с Ag, Sc и Zr, обладает удовлетворительной комплексной добавкой Zr+Sc+Ag прочность свариваемостью: прочность сварных составляет 0,8 от прочности основного соединений, полученных методом металла (табл. 7).

Таблица 7 - Механические и коррозионные свойства сварных соединений полуфабрикатов, полученных при сварке различными способами.

Свойства Значения свойств сварных соединений сплавов Вид сварки ЭЛС ААрДЭС в.св, МПа 470 EXCO EA EA SCCcr, MPa 250 долговечности.

Заключение 1. Показано, что понижение 2. Установлено существенное содержания примесей Fe + Si (0,10 %) в положительное влияние добавки 0,1-0,2% деформированных полуфабрикатах из серебра на комплекс прочностных и сплавов системы Al-Zn-Mg-Cu приводит к коррозионных характеристик, вязкости повышению относительного удлинения, разрушения и сопротивления усталости, а вязкости разрушения, характеристик также характеристики свариваемости трещиностойкости и усталостной сплавов системы Al-Zn-Mg-Cu (св. соед.0,8в Авиационная и ракетно-космическая техника осн. мет.). Фридляндер, О.Г. Сенаторова, Е.А.

3. Основной структурный эффект от Ткаченко – М.: Машиностроение, т.2-3, присутствия 0,1-0,2 % серебра в сплавах 2001. – С. 94-128.

системы Al-Zn-Mg-Cu состоит в ускорении 3. Фридляндер, И.Н. Перспективные процесса М М превращения, увеличении алюминиевые сплавы [Текст] / И.Н.

объёмной доли зернограничных выделений Фридляндер // «Технология легких частиц М и М-фаз, а также в уменьшении сплавов», №4. 2002.

ширины зоны, свободной от выделений у 4. Каigorodova, L.I.FММ [Текст] / L.I.

границ и субграниц. Каigorodova, E.I. Selnihina, Е.А. Тkаchenko, 4. Представленные результаты О.G. Senatorovа. – 1996, v.81, issue 5, 78-86.

позволяют рассчитывать, что 5. Polmer, I.J. Proceeding ICAA6, высокопрочные ковочные сплавы в Toyohashi, Japan, 1998, vol.1, 75-86.

ближайшие 15-20 лет сохранят ведущую 6. Фридляндер, И.Н. МиТОМ [Текст] / позицию в силовых элементах планера И.Н. Фридляндер, А.В. Добромислов, Е.А.

перспективных самолётов. Ткаченко, О.Г. Сенаторова – №7. 2005, 17 23.

7. Лукин, В.И. Сварка высокопрочных Библиографический список 1. Фридляндер, И.Н. Высокопрочные алюминиевых сплавов системы Al-Zn-Mg-Cu деформируемые алюминиевые сплавы [Текст] / В.И. Лукин, Е.Н. Иода // [Текст] / И.Н. Фридляндер –М.: Оборонгиз, «Сварочное производство», №2. 2011. С. 7 1960. - 290 с. 11.

2. Фридляндер, И.Н. Высокопрочные сплавы системы Al-Zn-Mg-Cu[Текст] / И.Н.

NATURAL DEVELOPMENT OF FORMING STRUCTURE AND PROPERTIES OF FORGEABLE AL-ZN-MG-CU ALLOYS HAVING DIFFERENT CONTENT OF MAIN ALLOYING ELEMENTS, MICROADDITIVES AND IMPURITIES © 2012 R. O. Vakhromov, V. V. Antipov, E. A. Tkatchenko Federal State Unitary Enterprise «All-Russian Scientific Research Institute of Aviation Materials», State Scientific Center of Russian Federation, Moscow The complex studies have been made to investigate the influence of the main alloying elements Zn, Mg, Cu, small additives Zr, Sc, Ag, impurities Fe and Si on the strength, fracture toughness, fatigue properties, corrosion resistance, microstructure parameters (dispersoids, strengthening precipitates, recrystallization degree, grain size) of forged semiproducts manufactured from high strength forgeable alloys of Al-Zn-Mg-Cu system.

Alloys of the Al-Zn-Mg-Cu-Zr, microadditives Ag and Sc, impurity Fe and Si, forged semi-product, mechanical properties, corrosion resistance.

Информация об авторах Вахромов Роман Олегович, начальник лаборатории «Алюминиевые деформируемые сплавы», ФГУП «Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов». E-mail: org80@viam.ru. Область научных интересов: разработка высокоресурсных и жаропрочных сплавов на основе системы Al-Cu-Mg, технологии изготовления катаных и кованых полуфабрикатов.

Антипов Владислав Валерьевич, кандидат технических наук, заместитель генерального директора по научному направлению «Алюминиевые, магниевые, титановые и бериллиевые сплавы», ФГУП «Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов». Область научных интересов: разработка алюминий-литиевых сплавов пониженной плотности и слоистых алюмостеклопластиков.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Ткаченко Евгения Анатольевна, начальник сектора «Высокопрочные алюминиевые сплавы», ФГУП «Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов». Область научных интересов: разработка высокопрочных алюминиевых ковочных сплавов на основе системы Al-Zn-Mg-Cu.

Vahromov Roman, Head of Laboratory «Aluminium wrought alloy», Federal State Unitary Enterprise «All-Russian Scientific Research Institute of Aviation Materials».E-mail:


org80@viam.ru. Area of research:development of high-resource and heat resistant alloys of Al-Cu Mg, manufacturing technologies rolled and forged semis-product.

AntipovVladislav,Ph.D., Deputy General Director for scientific direction «Aluminum, magnesium, titanium and beryllium alloys», Federal State Unitary Enterprise «All-Russian Scientific Research Institute of Aviation Materials». Area of research:development of aluminum lithium alloys and laminated aluminum - glassplastics.

TkachenkoEvgeniya, Head of Sector «High-strength aluminum alloy», Federal State Unitary Enterprise «All-Russian Scientific Research Institute of Aviation Materials».Area of research: development of high-strength aluminum forging alloys of Al-Zn-Mg-Cu.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.7+004. КОМПЬЮТЕРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ФОРМООБРАЗУЮЩИХ ОПЕРАЦИЙ МАГНИТНО-ИМПУЛЬСНОЙ ОБРАБОТКИ МЕТАЛЛОВ © 2012 Ф. В. Гречников, Д. Г. Черников Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королёва (национальный исследовательский университет) Представлены результаты компьютерного моделирования процессов магнитно-импульсной обработки металлов с использованием нового электромагнитного модуля многоцелевого конечно-элементного комплекса LS-DYNA.

Магнитно-импульсная обработка металлов, формообразующая операция, компьютерное моделирование, многоцелевой конечно-элементный комплекс LS-DYNA, электромагнитный модуль.

Технический прогресс в скоростей. При соударении заготовки о машиностроении требует постоянного матрицу или оправку происходит заданное совершенствования существующих и формообразование, а при соударении двух разработки новых технологических или более заготовок они свариваются или процессов, обеспечивающих повышение образуют неразъёмное соединение [1].

качества и надёжности продукции. Одним из МИОМ характеризуется высокой направлений решения этой задачи является точностью дозирования энергии, использование высокоскоростных методов локальностью приложения нагрузки, деформирования металлов, которые отсутствием контакта инструмента с позволяют повысить производительность заготовкой, лёгкостью встраивания труда, снизить себестоимость продукции и оборудования в технологические линии, а улучшить её качество, что открывает путь также экологической безопасностью, тем новым решениям в области конструкции и самым выгодно отличается от других технологии. Среди них наиболее активно высокоскоростных и традиционных методов внедряются в различные отрасли обработки металлов [1].

промышленности процессы магнитно- На сегодняшний день импульсной обработки металлов (МИОМ). формообразующие операции МИОМ широко В основе МИОМ лежит использование применяются в авиационно-космической в качестве источника нагружения мощных отрасли, например, при производстве импульсных магнитных полей (ИМП) элементов трубопроводных систем высокой напряжённости, которые летательных аппаратов (рис. 1). Такими обуславливают воздействие динамических элементами являются различного рода электромеханических сил на проводящий переходники, фланцы, детали сложной материал, помещённый в магнитное поле. геометрии с изменением формы сечения и Под действием этих сил происходит разгон др.

заготовки до высоких (100…500 м/с) Рис. 1. Примеры деталей, полученных с помощью операций МИОМ Применяемые при изготовлении таких формообразующие, калибровочные) деталей технологии (разделительные, обеспечивают: точность готовых деталей 8 Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 12 квалитет;

последующую сварку встык в инструментом для этих целей является автоматическом режиме без проведения компьютерное моделирование.

дополнительных операций подгонки и На сегодняшний день для калибровки;

возможность обработки концов моделирования процессов обработки длинномерных труб;

повышение предельных металлов давлением успешно применяются возможностей штамповки за один переход, универсальные комплексы, такие как LS следовательно, сокращение числа переходов;

DYNA, ANSYS, MSC Nastran, Abaqus, и расширение технологических возможностей, специализированные, например, DEFORM, например, совмещение операций;

QFORM и др.

изготовление деталей без кольцевых МИОМ относится к сварных швов, включая комбинацию высокоэнергетическим импульсным методам простейших элементов (например, конус, обработки металлов, в связи с этим для фланец, рифт);

сжатые сроки подготовки компьютерного моделирования таких производства;

высокую производительность процессов к программам предъявляются процессов и малую металлоёмкость особые требования. Главным из них является оснастки. возможность решения связанных Однако для совершенствования нелинейных динамических задач с учётом существующих и разработки новых явлений электромагнетизма, тепловых технологических процессов изготовления эффектов и процессов деформации.

деталей с помощью МИОМ необходимо На данный момент наиболее проведение исследований сложных явлений, подходящим для решения подобных задач протекающих в системе «индуктор- является многоцелевой конечно-элементный заготовка». Экспериментальные комплекс LS-DYNA [2] за счёт нового исследования зачастую невозможны из-за электромагнитного модуля [3].

импульсного характера процесса, Оценка возможностей этого модуля интенсивных электромагнитных помех и проводилась на примере моделирования сложности размещения измерительного процесса формовки конуса под действием оборудования вблизи рабочей зоны. В связи ИМП, модель которого показана на рис. 2.

с этим наиболее универсальным Рис. 2. Модель процесса формовки конуса Данная математическая модель состоит использовались следующие:

из трёх частей: заготовки, многовиткового *MAT_PLASTIC_KINEMATIC – для заготовки;

индуктора на раздачу и матрицы. Для *MAT_ELASTIC –для индуктора;

заготовки и индуктора в качестве типа *MAT_RIGID – для матрицы.

конечного элемента использовался 3D Solid Была разработана методика 164, а для матрицы – ThinShell 163.

компьютерного моделирования, позволяющая Использование 3D Solid 164 для конечных заготовку, использовать в качестве исходных данных элементов, описывающих кривую разрядного тока, полученную обусловлено некоторыми ограничениями экспериментально с помощью пояса Роговского.

электромагнитного модуля, т.к. он находится Кроме традиционных для LS-DYNA в стадии разработки.Общее количество команд, необходимых для выполнения такого конечных элементов модели составляет рода расчётов, были добавлены специальные 4258. команды для активации электромагнитного В качестве моделей материалов модуля и синхронизации его работы с Авиационная и ракетно-космическая техника механическим и тепловым решателями. исследовался кинематический процесс формовки конуса. Результаты эксперимента Для проверки результатов показаны на рис. 3.

компьютерного моделирования с помощью специализированного измерительного стенда Рис. 3. Взаимосвязь основных стадий процесса формовки конуса с токовой кривой На рис.4 показано сравнение компьютерного моделирования кинематики результатов экспериментальных процесса формовки конуса.

исследований с результатами t = 0 мкс t = 37,5 мкс t = 60 мкс Рис. 4. Процесс формоизменения заготовки Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), На основании полученных результатов времени, полученные по результатам вычислена средняя скорость кромки экспериментальных и численных заготовки. На рис.5 приведены графики исследований в сопоставлении с токовой зависимости скорости кромки заготовки от кривой.

Рис.5. Результирующая скорость кромки заготовки, полученная экспериментально и в результате компьютерного моделирования На рис.6 показаны зависимости экспериментальным и расчётным данным в изменения наружного диаметра кромки сопоставлении с токовой кривой.

заготовки от времени, построенные по Рис.6. Экспериментальные и расчетные значения изменения наружного диаметра кромки заготовки во времени в сопоставлении с токовой кривой Приведённые на рис. 5 и 6 данные состояние, скорость соударения заготовки с свидетельствуют о хорошей сходимости матрицей. Эти результаты являются основой результатов, которые позволяют оценить все для разработки новых технологических необходимые для анализа процесса процессов и проектирования параметры: характер протекания токов в технологической оснастки. Например, для индукторе и заготовке, возникающие определения длины рабочей зоны индуктора объёмные электродинамические силы, и количества его витков, взаимного разогрев токопровода индуктора и заготовки, расположения индуктора и заготовки, и их напряжённо-деформированное выбора изоляционного материала и т.д.

Авиационная и ракетно-космическая техника Таким образом, многоцелевой 2. Hallquist, J.O. A Procedure for the конечно-элементный комплекс LS-DYNA, Solution of Finite Deformation Contact-Impact благодаря новому электромагнитному Problems by the Finite Element Method [Текст] модулю, является наиболее универсальным / J.O.Hallquist // University of California, инструментом на сегодняшний день для Lawrence Livermore National Laboratory, Rept.

комплексного исследования различных UCRL-52066 (1976).

процессов МИОМ с учётом сложных 3. L’Eplattenier P. Introduction of an явлений, происходящих в системе Electromagnetism Module in LS-DYNA for «индуктор-заготовка». Coupled Mechanical-Thermal-Electromagnetic Simulations [Текст] / P. L’Eplattenier, G. Cook, C. Ashcraft, M. Burger, A. Shapiro, G. Daehn, Библиографический список 1. Белый, И.В. Справочник по магнитно- M. Seith // 9th International LS-DYNA Users импульсной обработке металлов / И.В. conference, Dearborn, Michigan, June 2005.

Белый, С.М. Фертик, Л.Т. Хименко. – Харьков: Вища школа. 1970. – 190 с.

COMPUTER SIMULATION OF FORMING OPERATIONS OF THE MAGNETIC-PULSE PROCESSING OF METALS © 2012 F. V. Grechnikov, D. G. Chernikov Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) This paper presents the results of computer simulation of magnetic-pulse processing of metals using a new electromagnetic module of the multi-purpose finite element software LS-DYNA.

Pulse-magnetic processing, forming operation, computer simulations, softwareLS-DYNA, electromagnetism module.

Информация об авторах Гречников Федор Васильевич, член-корреспондент РАН, профессор, заведующий кафедрой обработки металлов давлением, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: gretch@ssau.ru. Область научных интересов: металлофизика, материаловедение и технология управления формированием физико-механических свойств в конструкционных материалах.

Черников Дмитрий Генадьевич, кандидат технических наук, старший научный сотрудник, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: 4ernikov82@mail.ru.

Область научных интересов: магнитно-импульсная обработка материалов, литейное производство.

GrechnikovFedorVasilievich, Corresponding member of RAS, Doctor of Engineering, Professor, Head of Metal Forming Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: gretch@ssau.ru. Area of research: physic of metals, science of materials and technology of management of formation of physicomechanical properties in constructional materials.

Chernikov Dmitry Genadyevich, Candidate of Technical Sciences, Senior Research Officer, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: 4ernikov82@mail.ru. Area of research: pulse-magnetic processing of materials, foundry production.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 621.98. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ МАГНИТНО-ИМПУЛЬСНОЙ ФОРМОВКИ © 2012 В. Ф. Карпухин Самарский государственный аэрокосмическийуниверситет имени академика С.П.Королёва (национальный исследовательский университет) Предлагается инженерная методика расчёта формовки широкого спектра осесимметричных и листовых деталей. При этом учитываются такие важные факторы процесса, как потери энергии на создание поля внутри индуктора в случае формовки по схеме раздачи заготовки и наличие витков индуктора, не прикрытых заготовкой. Экспериментальная проверка подтвердила достаточно высокую точность определения режимов формовки различных деталей.

Магнитно-импульсная технология, формовка, индуктор, расчёт режима.

Технологические процессы магнитно- оно использует наименьшее количество импульсной обработки носят сложный упрощающих допущений. Однако электромеханический характер. Нагружение использование численного моделирования заготовки осуществляется процессов МИОМ позволяет решать только электродинамическими силами, прямую задачу, то есть определять возникающими вследствие взаимодействия результаты выполнения операции при переменного магнитного поля, создаваемого заданных начальных параметрах процесса.

индуктором при разряде энергии, Поэтому для того, чтобы найти оптимальный накопленной в конденсаторной батарее вариант технологического процесса, нужно магнитно-импульсной установки (МИУ), с провести расчёт нескольких вариантов током, наведённым этим полем в заготовке. процесса при различных значениях Импульс тока протекает в начальных параметров и обработать приповерхностных слоях индуктора и результаты расчётов. Кроме того, оно заготовки, обращённых друг к другу, и требует достаточно большого времени.

вызывает их нагрев, что приводит к Объём расчётов может быть значительно изменению их физических свойств и сокращён, если предварительно оценить параметров разрядной цепи. границы области поиска оптимальных Электродинамические силы имеют объёмное начальных параметров процесса с помощью распределение по заготовке. Перемещение упрощённых инженерных методик.

заготовки изменяет характеристики зазора В данной работе изложена между индуктором и заготовкой и, инженерная методика расчёта процессов следовательно, изменяет параметры магнитно-импульсной формовки трубчатых разрядной цепи и электродинамических сил. и листовых деталей.

Таким образом, на результат процесса Отличительной особенностью действует множество взаимно связанных процессов формовки является то, что факторов. Поэтому аналитические расчёты и перемещения заготовки достаточно большие.

численное моделирование процессов Процесс деформирования обычно занимает магнитно-импульсной обработки металлов время, превышающее продолжительность (МИОМ) обычно проводят на упрощённых первого полупериода колебаний разрядного моделях при допущениях, касающихся тока. Поэтому расчёт параметров давления параметров разрядной цепи МИУ и магнитного поля основан на предположении магнитного поля в изоляционном зазоре, в о том, что деформируемая часть заготовки материале индуктора и заготовки, а также разгоняется за время, равное 0,375 периода физических и механических свойств колебания разрядного тока T, а дальнейшее материалов индуктора и заготовки. деформирование заготовки происходит за Наиболее точные результаты даёт счёт кинетической энергии, накопленной на численное моделирование процессов, так как участке разгона. Такое допущение сделано в Авиационная и ракетно-космическая техника связи с тем, что согласно [1] к этому разгона. Кинетическая энергия заготовки Wk моменту времени заготовка при магнитно- для гидродинамической модели материала импульсной обработке получает заготовки определяется выражением:

максимальную скорость. Это обусловлено = =, (5) двумя факторами: во-первых, к этому где m и Vc – масса и средняя скорость моменту времени величина тока в индукторе деформируемой части заготовки;

существенно снижается по сравнению с его плотность материала заготовки.

амплитудным значением, а, во-вторых, зазор Из выражений (4) и (5) формула между индуктором и деформируемой частью для расчёта необходимой средней скорости заготовки достигает величин, при которых заготовки в конце участка разгона получит эффективность воздействия на заготовку вид [4]:

магнитного поля, создаваемого индуктором, весьма мала. =. (6) Одна из важнейших величин, Поскольку активный участок характеризующих процесс формоизменения движения обрабатываемой заготовки при магнитно-импульсной обработке, – заканчивается в течение первого работа деформации. Удельная работа полупериода разрядного тока, то при анализе деформации заготовки при степенной разгона заготовки может быть использован аппроксимации кривой упрочнения синусоидальный закон изменения тока в определяется следующим выражением [2]:

разрядном контуре МИУ. Для =, (1) синусоидального закона изменения где аs – удельная работа деформации;

– разрядного тока выражение для определения величина деформации;

Вd, mm – амплитуды давления импульсного механические характеристики штампуемого магнитного поля (ИМП), обеспечивающей материала. разгон заготовки до скорости Vс к моменту Динамическое значение времени t = 0,75, имеет вид [4]:

коэффициента степенной аппроксимации = 4,4. (7) кривой упрочнения Величина перемещений заготовки в =, (2) конце этапа разгона ha составляет:

= 0,141. (8) где В – статическое значение коэффициента, Подстановка значения скорости из величина которого может быть взята из выражения (6) в формулу (7) позволяет работы [3];

кd – коэффициент динамичности, определить необходимые для формовки рассчитываемый по формуле:

детали параметры давления ИМП, которые в = 3 exp (0,36 10 ), (3) дальнейшем используются для расчёта Полная работа деформации заготовки:

энергии разряда МИУ. Значение рабочей =, (4) частоты разрядного тока определяется при расчёте параметров индуктора.

где Q – объём деформируемой части Данная модель может использоваться, заготовки. если величина начального зазора между В практике при расчёте удельной заготовкой и матрицей или оправкой работы деформации по формуле (1) часто превышает значение ha по выражению (8).

пользуются средним значением величины Усреднённая величина деформации, деформациис, которое определяют путём которая используется при расчёте удельной усреднения эпюры распределения работы деформации по выражению (1), интенсивности деформаций по зоне зависит от характера выполняемой операции.

деформирования. Наиболее характерными элементами Согласно сказанному выше, полная трубчатых деталей являются цилиндр, конус, работа деформации должна равняться сфера и рифт. На рис. 1 представлены кинетической энергии, полученной характерные элементы формоизменения деформируемой частью заготовки на этапе трубчатых заготовок и соответствующие Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), эпюры распределения деформации = 0.25( ), (13) (пунктиром на эпюрах нанесена средняя где lb – длина борта вдоль линии гиба;

yd – величина деформации). динамический предел текучести материала заготовки, равный =. (14) Работа деформации, обеспечивающая процесс гибки борта, определяется выражением:

Рис. 1. Эпюры деформации при формовке трубчатых =, деталей (15) Схема a на рис. 1 соответствует случаю формообразования цилиндра, для где - угол гиба борта.

которого средняя величина деформации: Формула для средней удельной работы деформирования борта, полученная =. (9) совместным решением выражений (13) и (15), имеет следующий вид:

= =, (16) На схемах b, c, d соответственно показано формообразование конуса, сферы и рифта, для которых средняя величина где hb – высота борта.

деформации составляет [2]:

При гибке борта на угол = = ( 1) (конус);

(10) формула для расчёта средней удельной работы деформации получит вид:

= ( 1) (сфера);



Pages:     | 1 |   ...   | 5 | 6 || 8 | 9 |   ...   | 11 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

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.