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 |   ...   | 3 | 4 || 6 | 7 |   ...   | 12 |

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

-- [ Страница 5 ] --

мощные МИУ с частотой разрядного тока 30…40 кГц для формовки, калибровки крупногабаритных изделий;

МИУ универсального назначения с частотой разряда 40…60 кГц для операций штамповки, сборки, сварки;

Рис. 1. Осциллограмма тока потребления МИУ с высокочастотные МИУ с регулируемым ШИМ - преобразователем частоты запасаемой энергией 10…15 кДж, с частотой Благодаря повышенной частоте 100 кГц и выше для обработки тонкостенных питания снижаются масса и габариты изделий и заготовок с низкой зарядного устройства в 2…3 раза по электропроводностью;

сравнению с традиционным устройством на специализированные МИУ с промышленной частоте 50Гц. Кроме того, изменяемыми параметрами разрядной цепи, появляется возможность использования для частота разряда изменяется в пределах заряда накопителей энергии недорогих 60…200 кГц, запасаемая энергия 0,5…3, стандартных однофазных трансформаторов кДж.

напряжением класса 10кВ для получения Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), В табл. 3 приведены основные параметры ряда МИУ, разработанные в НИЛ-41 СГАУ:

Таблица F Масс W Габариты Тип кГ а кДж (м) ц (кг) 1,8х0,8х1.

МИУ-50 50 30 1,6х0,5х1, МИУ-30 31 40 7 Рис. 3. Установка МИУ- 1,2х0,8х1, МИУ-15 18 50 5 Конструкция стационарная, МИУ- 0,6х0,6х1, универсального назначения, 10 30 10НЧ 5 предназначена для обработки заготовок из МИУ- 10 0,8х0,6х1, алюминиевых сплавов толщиной до 5 мм, 10 10ВЧ 0 5 калибровки элементов трубопроводов из 0,6х0,7х0, нержавеющих сплавов в МИУ-3НЧ 4,5 35 8 самолетостроении.

0,5х0,8х1, МИУ-У 3,5 65 0,6х0,4х0, МИУ-1 1,2 75 10 0,5х0,3х0, МИУ-300 0,5 0 На рисунках 2…7 представлены примеры конструкции МИУ нового поколения.

Рис. 4. Установка МИУ-10ВЧ Конструкция передвижная.

Высокочастотная МИУ универсального назначения для обработки тонкостенных заготовок из алюминия, меди, стали толщиной 0,5…3 мм.

Рис. 2. Установка МИУ- Конструкция МИУ стационарная, предназначена для обработки крупногабаритных заготовок из алюминиевых и медных сплавов толщиной 1…6 мм. Выполняется в различных конструктивных модификациях универсального и специального применения. Разработаны варианты Рис. 5. Установка МИУ-3НЧ низкочастотной и высокочастотной МИУ 50. Низкочастотная МИУ предназначена для обработки заготовок из алюминиевых и медных сплавов толщиной 1…3 мм.

Авиационная и ракетно-космическая техника - ГКНПЦ им. Хруничева, центр им.

Келдыша (г. Москва) - 9 ед., - ОАО «Машиностроительный завод» (г.

Электросталь М.О.) -1 ед., - ОАО «Пегас» (г. Кострома) – 1 ед;

- для учебно-научных целей и выставочной деятельности в СГАУ (г. Самара) – 8 ед.

Преимущества использования МИУ нового поколения:

в конструкции МИУ используются импульсные конденсаторы высокой удельной энергии и экологически чистые Рис. 6. Установка МИУ-У вакуумные разрядники с высоким ресурсом работы, не требующие настройки и Специализированная МИУ с периодического обслуживания;

изменяемыми параметрами разрядного для питания МИУ используется контура. Предназначена для обработки система «мягкого пуска», что позволяет тонкостенных малогабаритных заготовок увеличить экономичность и качество толщиной 0,2…1 мм.

потребления энергии за счет равномерной нагрузки по фазам питающей сети и снижения пусковых токов;

габариты и масса МИУ снижены в 3…5 раз по сравнению с функциональными аналогами.

Библиографический список 1. Ермилов, И.В. Современные импульсные высоковольтные конденсаторы с пленочным диэлектриком [Текст] / И.В.

Ермилов // Электронные компоненты. – 2005. - №4.

Рис. 7. Установка МИУ- 2. Алферов, Д.Ф. Управляемые вакуумные разрядники: Основные свойства и Малогабаритная МИУ настольного применение [Текст] / Д.Ф. Алферов, В.П.

исполнения. Предназначена для Иванов, В.А. Сидоров – «Электро», -2002, изготовления и сборки облегченных №2.

разъемов бортовой кабельной сети 3. Патент № 75598 РФ, МПК летательных аппаратов.

В21D 26/14, Установка для магнитно В НИЛ-41 СГАУ разработаны и импульсной обработки металлов [Текст]/ внедрены в производство 28 единиц МИУ Юсупов Р.Ю., Глущенков В.А., заявитель и нового поколения на различных патентообладатель СГАУ и ООО «НТФ предприятиях аэрокосмической отрасли и в «Заряд».- № 2008109607/22;

заявл. 11.03.08;

научных учреждениях в России и за опубл. 20.08.08, Бюл. №23.

рубежом:

- на предприятиях в Китае, Швейцарии, Финляндии - 8 ед.;

- ОАО «Авиакор» (г. Самара) – 1ед, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), MULTIPURPOSE AND SPECIALIZED PULSE-MAGNETIC INSTALLATIONS OF NEW VINTAGE © 2012 R. Yu. Yusupov Samara State Aerospace University named after Academician S.P. Korolyov (national research university) In the paper consideration is being given to principles of construction of pulse-magnetic installations with the use of components of new vintage: impulse capacitors of high specific energy, vacuum and thyratron dischargers. The installations use energy saving schemes of economy-type supply. Main parameters of a number of pulse-magnetic installations developed for different fields of application are given.

Pulse-magnetic field, pulse capacitor, triggered switch, high voltage.

Информация об авторах Юсупов Ринат Юнусович, научный сотрудник научно-исследовательской лаборатории «Прогрессивные технологические процессы пластического деформирования», Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: vvz@ssau.ru. Область научных интересов: магнитно-импульсная обработка материалов, силовая импульсная электроника.

Yusupov Rinat Yunusovich, Research Officer of the “Advanced Technological Processes of Plastic Deforming” Research Laboratory, Samara State Aerospace University named after Academician S.P. Korolyov (national research university). E-mail: vvz@ssau.ru. Area of research:

pulse-magnetic processing of materials, Power Pulse Electronics.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.78:621. УСТАНОВКА ДЛЯ ЛОКАЛЬНОГО ТЕРМОПЛАСТИЧЕСКОГО УПРОЧНЕНИЯ ТУРБУЛЕНТНЫХ ДИСКОВ © 2012 В. Г. Круцило, О. В. Никишов Самарский государственный технический университет Описывается установка термопластического упрочнениядисков турбингазоперекачивающего агрегата.

Долговечность, турбинные диски, усталостная трещина, локальное термопластическое упрочнение, автоматизированная установка, испытания на усталость.

Детали газотурбинных двигателей положительное воздействие их на (ГТД), такие например, как, лопатки, диски, сохранение высокого уровня усталостной дефлекторы, работают в условиях долговечности в процессе эксплуатации повышенных температурных и силовых детали.

знакопеременных нагрузок. Это предъявляет Независимо от метода, как правило, высокие требования к качеству возникает технологическая проблема при проектирования и изготовления. В упрочнении крупногабаритных деталей, настоящее время практически исчерпаны особенно в том случае, когда при возможности повышения качественных восстановительном ремонте, исходя из показателей деталей ГТД методами технологических и экономических конструкторского совершенствования их соображений, желательно исключить геометрии, совершенствованием процесса процесс разборки. При этом практически производства, получен максимальный невозможно создать установку, в которой эффект от использования современных можно было бы поместить деталь или узел материалов и покрытий. целиком и при этом обеспечить Для увеличения прочностных необходимый равномерный уровень характеристик поверхностных слоев деталей параметров упрочнения по всему объему.

ГТД существует большое число Выход из этой ситуации обычно упрочняющих технологий. находят в использовании локального В число положительно упрочнения. При локальном упрочнении зарекомендовавших себя методов при детали происходит воздействие на её производстве и восстановительном ремонте ограниченную часть, в которой есть участки крупногабаритных деталей входит и гарантированного повышения уровня термопластическое упрочнение (ТПУ). качества и переходные участки (между Данный метод позволяет наводить в упрочнённой и неупрочнённой зонами). При поверхностном слое деталей благоприятные локальном упрочнении следующий с точки зрения усталостной прочности упрочняемый участок включает в себя остаточные напряжения сжатия. переходную зону, т.е. происходит её Отличительной особенностью метода ТПУ повторное упрочение. В результате процесс является минимальная величина остаточных упрочения является более сложным для деформаций (0,5-1%) и связанная с этим достижения требуемого уровня качества по энергетическая стабильность всему объёму детали.

термоупрочнённого поверхностного слоя. Теоретическая составляющая Данное напряжённо-деформированное заключается в том, что необходимо состояние обеспечивает малую релаксацию рассмотреть проблемы и учесть влияние наведённых сжимающих напряжений, и, технологических факторов повторного следовательно, более длительное, чем при процесса упрочнения в переходной зоне на методах, основанных на поверхностно- параметры качества поверхностного слоя, в пластическом деформировании (ППД), Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), частности, на остаточные напряжения увеличить срок службы сжатия и деформационное упрочнение. газоперекачивающего агрегата (ГПА).

Практическая проблема заключается в Метод ТПУ лёг в основу создания создании установок с минимумом установок термопластического упрочнения возникновения переходных зон упрочнения;

дисков турбин газоперекачивающего автоматизированных установок с чётким агрегата ГТК-10-4.

контролем технологических параметров Была спроектирована и совместно с процесса упрочнения;

компактных, ООО «Самаратрансгаз» изготовлена возможно накладных установок, автоматизированная установка для обеспечивающих такой цикл обработки, термопластического упрочнения пазов который гарантирует перекрытие всех зон турбинных дисков с использованием детали. электронагрева.

В серийной технологии Установка имеет две основные газотурбинные диски не подвергаются системы: систему нагрева и систему упрочнению. Известно, что такого класса спрейерного охлаждения. Система нагрева детали, подвергнутые ТПУ (например выполнена в виде печи сопротивления.

лопатки из жаропрочных материалов), дают Нагрев диска в печи осуществляется прирост усталостной прочности до 15…20%. локально, по секторам из 13 зубьев, из Поэтому целесообразно проводить которых 9 находятся в оптимальной зоне упрочняющую обработку ТПУ всех упрочнения, а 4, по два с каждой стороны - в турбинных дисков. Это даст возможность переходной зоне (рис.1).

отдалить момент появления микротрещин и Рис. 1. Схема локального нагрева диска ГТД при упрочнении Работа установки осуществляется в охлаждения наполняется водой с помощью следующем порядке. вертикального многоступенчатого насоса 14, Производится настройка приборов и создаётся давление 8 атм. Нагрев диска и устройств. Осуществляется проверка работы последующее охлаждение осуществляется установки в ручном режиме управления. периодически. В печи 3 одновременно Далее производится термопластическое находятся 9 упрочняемых зубьев диска.

упрочнение. В гидробаке 4 (рис.2) в Интервал нагрева завершается командой на автоматическом режиме поддерживается поворот диска, при разрешающем сигнале от необходимый уровень воды. Гидравлический пирометра 21 (температура нагрева диска аккумулятор 2 системы спрейерного 650±20 С). По 9 зубьев одновременно Авиационная и ракетно-космическая техника выходят в положение для охлаждения. После фиксации ротора в заданном Время поворота определяется положении происходит команда на экспериментально и составляет примерно 5 включение охлаждения нагретого сектора.

секунд. По сигналу от бесконтактного При этом открывается электромагнитный датчика 19 осуществляется торможение затвор 11, и вода под давлением из двигателя 20 и фиксация ротора в заданном гидроаккумулятора 2 поступает в спрейер 1.

положении с помощью специального Происходит охлаждение. Эта процедура тормоза. От попадания воды и пара печь занимает 3…5 секунд. На этом цикл «нагрев защищена механической заслонкой 22. поворот-охлаждение» завершён.

21 1 22 Ротор + Диск 19 ЭВМ вода из сети 17 4 16 15 14 1-спрейер;

2-гидроаккумулятор;

3-печь;

4-емкость гидравлическая;

5-шкаф управления;

6-компьютер;

7 редуктор;

8- датчик температуры воды;

9-манометр;

10-клапан избыточного давления;

11, 17-клапан соленоидный;

12-датчик давления;

13-клапан обратный;

14-насосный агрегат;

15-фильтр сетчатый;

16 сигнализатор уровня жидкости;

18-кожух;

19-датчик бесконтактный;

20-электродвигатель;

21-пирометр;

22-заслонка Рис. 2. Функциональная схема установки Поворот ротора в обратную сторону в соответствии со схемой позиционирования для возврата в зону нагрева неупрочненных (рис. 3). После этого цикл работы «нагрев зубьев и зубьев переходной зоны происходит поворот-охлаждение» повторяется.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Рис. 3. Схема позиционирования диска ГТД при упрочнении Преимущества данной установки - Библиографический список надёжность, безопасность и простота конструкции;

дешевизна процесса 1. Кравченко, Б.А. Термопластическое упрочнения;

полная автоматизация работы упрочнение – резерв повышения прочности и установки и всех сервисных устройств надежности деталей машин: монография обеспечивается применением системы [Текст]/ Б.А. Кравченко, В.Г. Круцило, Г.Н.

микропроцессорного управления (ПК);

Гутман. – Самара: СамГТУ, 2000. – 216 с.

контроль над ведением процесса упрочнения 2. Повышение долговечности и документирование полученных газотурбинных дисков [текст]/ О.В.

результатов. Никишов, В.Г. Круцило. – Вестник Данная установка прошла Самарского государственного межведомственные испытания и успешно аэрокосмического университета имени внедрена в производство. академика С.П.Королева.– Самара: СГАУ, 2011. – 317-323 с.

INSTALLATION FOR STRENGTHENING LOCAL THERMOPLASTIC TURBULENT DISC © 2012 V. G. Krutsilo, О. V. Nikishov Samara State Technical University This article is about local thermoplastic hardening of large parts GTE.

Durability, turbine disks, fatigue crack, local thermoplastic hardening, automated installation, a fatigue test.

Информация об авторах Круцило Виталий Григорьевич, кандидат технических наук, доцент кафедры «Инструментальные системы и сервис автомобилей», Самарский государственный технический университет. E-mail: isap@samgtu.ru. Область научных Авиационная и ракетно-космическая техника интересов: технология машиностроения.

Никишов Олег Викторович, старший преподаватель кафедры «Инструментальных систем и сервиса автомобилей», Самарский государственный технический университет. E mail: _rusdemon_@mail.ru. Область научных интересов: технология упрочнения деталей газотурбинных двигателей.

Krutsilo Vitaliy Grigorievich, Candidate of Technical Sciences, Docent department of instrumental systems and service vehicles, Samara State Technical University. E-mail:

isap@samgtu.ru. Area of research: engineering technology.

Nikishov Oleg Viktorovich, a senior lecturer in «instrumentation systems and service vehicles», Samara State Technical University. E-mail: _rusdemon_@mail.ru. Area of research: the technology of hardening of parts of gas turbine engines.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 621.785.5:621. УПРОЧНЕНИЕ ЛОПАТОК ГТД СМЕСЬЮ ШАРИКОВ И МИКРОШАРИКОВ С ПОДОГРЕВОМ © 2012 В. Г. Круцило Самарский государственный технический университет Ответственные детали ГТД, работающие в экстремальных условиях, подвергаются всевозможным негативным воздействиям: повышенным температурам, знакопеременным нагрузкам и т.д. В связи с данными трудностями существует большое разнообразие методов повышения надежности и долговечности лопаток ГТД. В статье рассмотрен метод упрочнения смесью шариков, микрошариков и специально разработанного стенда.

ГТД, шарики, микрошарики, упрочнение, смесь шариков и микрошариков, индентор.

Ответственные детали ГТД, сжимающих остаточных напряжений. На работающие в экстремальных условиях при рисунках показаны эпюры остаточных повышенных температурах и напряжений в поверхностном слое при знакопеременных нагрузках, как правило, в упрочнении микрошариками (рис. 1) и конце технологического процесса шариками (рис. 2).

изготовления подвергаются операции упрочнения различными технологическими методами с целью повышения надежности и долговечности.

Из большого разнообразия методов упрочнения наибольшее распространение получили методы поверхностного пластического деформирования (ППД):

пневмо и гидродробеструйное упрочнение, упрочнение микрошариками и другие.

В [1-3] при ППД в поверхностном слое упрочняемых деталей формируются благоприятные сжимающие остаточные напряжения, повышающие эксплуатационные характеристики Рис. 1.

упрочняемых деталей.

Однако практически при всех видах ППД формируется эпюра сжимающих остаточных напряжений, имеющая спад на поверхности детали. Это негативно сказывается на усталостной прочности деталей и других эксплуатационных характеристиках. Величина остаточных напряжений на поверхности деталей, глубина залегания максимальных остаточных напряжений и мощность эпюры зависит от различных технологических факторов, в частности, от диаметра шариков.

Чем меньше диаметр шарика, тем меньше Рис. мощность эпюры остаточных напряжений, У каждого из этих методов есть свои величина и глубина максимальных Авиационная и ракетно-космическая техника достоинства и недостатки. Упрочнение микрошариков гораздо меньше, чем при микрошариками позволяет получить упрочнении шариками. При этом сила максимум остаточных напряжений воздействия на обрабатываемую практически на поверхности, но при этом поверхность остается практически той же.

формируется недостаточно мощная эпюра с Это способствует более мощному небольшой глубиной остаточных пластическому деформированию.

напряжений (рис. 1.). Упрочнение шариками формирует более мощную эпюру и глубину остаточных напряжений, но максимум залегания остаточных напряжений лежит достаточно глубоко (рис. 2).

Предлагаемый способ упрочнения смесью шариков и микрошариков позволяет реализовать преимущества каждого из способов и нивелировать их недостатки.

Сущность способа заключается в следующем: на имеющихся стандартных установках для упрочнения вместо инденторов одного размера используется смесь из микрошариков и шариков.

Конкретные размеры составляющих и другие технологические факторы зависят от обрабатываемых материалов. На рис. показана эпюра остаточных напряжений после упрочнения смесью шариков и микрошариков. Из рисунка видно, что на поверхности существуют более высокие остаточные напряжения, чем при Рис. 4. – Схема взаимодействия иденторов с упрочняемой поверхностью упрочнении шариками, большая мощность и а – микрошарики;

б - шарики;

в – смесь шариков и глубина залегания остаточных напряжений микрошариков.;

P1P2 ;

m1m (рис.3).

С целью усиления эффекта упрочнения камеры для упрочнения деталей могут быть оборудованы подогревом и устройством для вакуумирования. Нагрев деталей до температур, при которых не происходят структурно-фазовых превращения, позволяет повысить пластические свойства обрабатываемых деталей. Вакуумирование необходимо в тех случаях, когда нагрев детали может сопровождать окислением поверхности, например, при упрочнении титановых сплавов.

Для исследования качества Рис. упрочнения были разработаны лабораторные стенды в 2 вариантах. На рис. 5 показан На рис. 4 показана схема стенд, который представляет собой комплекс взаимодействия инденторов с упрочняемой многофункционального назначения. Он поверхностью.

предназначен для упрочнения деталей в Понятно, что площадь контакта при упрочнении смесью шариков и Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), вакууме при повышенных температурах смесью шариков и микрошариков.

Рис. 6. Схема стенда для упрочнения лопаток ГТД Рис. 5. Стенд для упрочнения деталей смесью шариков и микрошариков 1 - электродвигатель, 2 1 – лопатка, 2 – крепление лопатки, клиноременная передача, 3 - кривошипно – электродвигатель, 4 – корпус, 5 – сопло, шатунного механизма с эксцентриком, 4 – – трубка, 7 – смесь шариков и карданный шарнир, 5 – корпус, 6 – фиксатор, микрошариков, 8 – печь, 9 – 7- цилиндр, 8 – крышка, 9 – печь, 10 – термонагреватель, 10 – терморегулятор, клапан, 11 – вакуумный насос – термопара, 12 – крышка корпуса, 13 – крышка бункера для шариков, 14 – бункер со Принцип работы стенда заключается смесью шариков и микрошариков в следующем.

На этом стенде отсутствует Цилиндр (контейнер) 7 предназначен вакуумирование. Принцип работы такой для помещения в него готовых деталей. Он установки достаточно известен.

закрепляется с помощью фиксаторов 6 в Проведенные исследования показали корпусе 5.

что прирост усталостной прочности на К цилиндру 7 подключается через различных материалах и лопатках составляет клапан 10 вакуумный насос 11. При от 20 до 40%. Более эффективным показал необходимости он осуществляет себя метод обработки смесью шариков и вакуумирование деталей. Корпус 5 вместе с микрошариков с подогревом и контейнером 7 может подвергаться вакуумированием.

вибрациям с регулируемой частотой и амплитудой. Вибрация корпуса 5 и цилиндра Библиографический список 7 осуществляется с помощью 1. Демин, Ф.И. Технология изготовления электродвигателя 1, сменных шкивов и основных деталей газотурбинных двигателей клиноременной передачи 2, кривошипно [Текст] / Ф.И. Демин, Н.Д. Проничев, И.Л.

шатунного механизма с эксцентриком 3 и Шитарев // Учеб. Пособие. – М.:

карданных шарниров 4.

Машиностроение.2002. – 328 с.

Печь 9 оснащена терморегуляторами 2. Сулима, А.М. Поверхностный слой и и пирометрами и может обеспечить эксплуатационные свойства деталей машин требуемую фиксированную температуру [Текст] / А.М. Сулима, В.А. Шулов, Ю.Д.

испытания в цилиндре 7.

Ягодкин // М.: Машиностроение, 1988. - Для теплоизоляции служит с.

специальный экран. Контроль температуры 3. Мухин, В.С. Формирование осуществляется термометрами. На рис. специальных свойств поверхности деталей показана схема стенда для упрочнения летательных аппаратов [Текст] / В.С. Мухин лопаток ГТД смесью шариков и - УФА: УАИ, 1986. -83 с.

микрошариков.

HARDENING OF BLADE GAS TURBINE ENGINES MIXTURE BALLS AND HEATED Авиационная и ракетно-космическая техника MICROBALLS © 2012 V. G. Krutsilo Samara State Technical University Vital parts of the GTE that working in extreme conditions, exposed to all sorts of negative effects: fever, alternating loads. Because of these difficulties there are a lot of variety of methods to improve the reliability and durability of the blades of GTE. There are a method of hardening mixture of balls, microballs, and a specially designed stand in this article.

GTE, ball, microballs, mixture and balls microballs, hardening, identer.

Информация об авторе Круцило Виталий Григорьевич, кандидат технических наук, доцент кафедры «Инструментальные системы и сервис автомобилей», Самарский государственный технический университет. E-mail: isap@samgtu.ru. Область научных интересов: технология машиностроения.

Krutsilo Vitaliy Grigorievich, Candidate of Technical Sciences, Docent department of instrumental systems and service vehicles, Samara State Technical University. E-mail:

isap@samgtu.ru. Area of research: engineering technology.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК: 629.7.018.

ПОВЫШЕНИЕ ЭКВИВАЛЕНТНОСТИ РЕАЛИЗАЦИИ ПРОГРАММЫ НАТУРНЫХ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ НАГРУЖЕНИЯ © 2012 Е. Н. Куликов Сибирский Научно-исследовательский Институт им. С.А. Чаплыгина, г. Новосибирск Выделены основные параметры современных систем нагружения при ресурсных испытаниях натурных конструкций самолетов, определяющие погрешности реализации программ нагружения. Проведено моделирование работы системы нагружения стенда при испытаниях. Показана возможность подбора геометрических параметров нагружающих систем с целью компенсации погрешности, вносимой различными факторами при воспроизведении нагрузок спектра нагружения. Впервые такое моделирование и осознанный подход к подбору углов установки нагружающих устройств был применен на стенде ресурсных сертификационных испытаний самолета SuperJet-100 при создании системы нагружения крыла.

Ресурсные испытания, усталостная прочность, натурные конструкции, система нагружения, эквивалент.

Качество проведения усталостных разработанной в СибНИА системы испытаний натурных конструкций самолетов автоматической обработки определяется точностью воспроизведения и экспериментальных данных в режиме интерпретации программы нагружения и реального времени.

точностью представления результатов 1. Влияние геометрии приложения измерений, проведенных при испытаниях. сил на точность нагружения На точность воспроизведения Система нагружения крыла самолета силовых факторов в конструкции самолета SuperJet-100 включает силовозбудители при прочностных испытаниях влияют: двустороннего действия, расположенные - отклонение линии действия силы от между силовым полом и нижней нормали n к нейтральной плоскости крыла;

поверхностью крыла.

- смещение точки приложения силы При отклонении линии действия силы силовозбудителя от нормали n к нейтральной от нейтрального слоя крыла;

- трение в шарнирных и болтовых плоскости крыла, нагрузка на крыло, соединениях рычажной системы. соответствующая полетной, определяется по Заранее смоделировав работу стенда формуле:

Рn = Pд cos f, при испытаниях, можно так подобрать (1) геометрические параметры нагружающих где Pд нагрузка передаваемая на систем, чтобы компенсировать погрешность, крыло гидроцилиндром;

вносимую другими факторами при f = (b – a) угол отклонения (рис. 2).

воспроизведении нагрузок в спектре нагружения. Такое моделирование и осознанный подход к подбору углов установки нагружающих устройств был применен на стенде ресурсных сертификационных испытаний самолета SuperJet-100 при создании системы нагружения крыла (рис. 1). Надо сказать, что такую концепцию удалось реализовать лишь благодаря созданию современной системы одностороннего сервогидравлического Рис. 1. Система нагружения крыла самолета нагружения с «независимым» цифровым SuperJet- управлением и использованием Авиационная и ракетно-космическая техника 1 - 90 127 - - у f n 190 15 193 37 a 30 43 b 2 - - 105 - - 177 19 22 179 37 16 0 91 3 - - 109 - - Рд 185 12 07 188 37 54 5 29 z 4 - - 819 - - Рис. 2. Отклонение вектора силы от нормали к 165 47 0 167 37 поверхности крыла 25 0 44 5 - - 846 - - Угол отклонения силы Рд от 176 39 9 178 37 вертикали определяется через координаты 52 5 70 точки крепления (z0,y0) к силовому полу и 6 - - 585 - - точки крепления уха штока гидроцилиндра к 153 71 5 155 37 нижнему рычагу рычажной системы (z1,y1):

33 0 11 z0 z a = arctg. 7 - - 603 - - y1 y 167 68 1 169 37 Угол нормали к плоскости крыла 49 0 27 определяется через функцию прогиба крыла 8 - - 318 - - dy b = arctg + b0, 137 10 1 139 37 dz 54 45 04 где b0 угол начального подъема 9 - - 315 - - крыла, равный 5°.

156 11 7 158 37 Текущие значения координат z1, y 85 50 36 также определяются через функцию прогиба (перемещения точки приложения силы к Таким образом, для определения крылу):

текущего значения координат используются z1 = z1(0) + z(P), величины z(P), y(P) для данного сегмента y1 = y1(0) + y(P), нагружения. Значения удлинений штоков где z1(0), y1(0) координаты точки в всех девяти каналов для сегмента, ненагруженном состоянии;

соответствующего крейсерскому режиму z(P), y(P) приращения координат при перегрузке равной 1, приведены в при нагружении крыла нагрузкой Р. таблице 2. По этим данным определялись B случае крыла SuperJet-100 имеется 9 прогибы (приращения координат каналов нагружения. Координаты точек приложения сил) z(1), y(1), х(1), также крепления силовозбудителей на силовом приведенные в таблице 2.

полу и крыле приведены в таблице 1.

Таблица 1 - Координаты точек крепления Таблица 2 - Приращения координат (мм) для силовозбудителей на ненагруженном крыле крейсерского режима при ny = Кан На крыле На силовом Канал Удл. y(1) х(1) z(1) ал полу штока 1 545 540,0 10,4 -79, X Y Z X Y Z 2 332 330,0 3,4 -45, от от 3 381,5 378,0 5,0 -53, СГ СГ 4 164 163,0 -0,7 -21, Ф Ф 5 198 196,0 0,4 -28, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), учитывалась постоянная добавка к у' от 6 57,5 57,0 -0,3 -8, воздействия нагрузки стойки шасси Рш:

7 77 77,0 -0,1 -11, у' = у' + 1,77 10-7Рш.

8 4,5 4,0 0,4 -0, В таблице 3 приведены углы отклонения 9 11 11,0 0,0 0, f, полученные для отдельных режимов.

Из таблицы видно, что смещения по оси х незначительны, и их влиянием на Таблица 3 - Углы отклонения f линии действия изменение направления сил можно сил от нормали к поверхности крыла пренебречь. На рисунке 3 представлены Пе Номера каналов нагружения кривые прогибов y(1) крейсерского Реж ре режима.

им гру Здесь к первому лонжерону относятся зка каналы 2, 4, 6, 8, ко второму относятся Сни 2,1 6, 5, 5 3 3 1 1 - каналы 3, 5, 7, 9.

же 91,,, 1 Функция прогиба y(1) ние 7 5 5,, аппроксимировалась полиномом 3-ей 5 степени. Соответственно производные, Кре 1 - - - - - - - - необходимые для вычисления угла b, имели йсер 0, 1 0 1 0 1 1 2 следующий вид для канала 1:

ский 5,,,, У'(1)= -0,01892 + 8,7 10-3z + 8, 6 7 2 10-5z2.

Cни -0,1 -- - - - - - - Для каналов по первому лонжерону:

же 7, 6, 6 4 4 3 3 2 У'(1)= -0,01533 + 6,424 10-3z + 3, ние 13,,,,,,, -4 10 z.

2 5 4 2 1 5 Для каналов по второму лонжерону:

У'(1)= -0,008126 + 5,304 10-3z + 3,36 Наб 0,5 -- - - - - - - 10-4z2. ор 9 3. 3, 2 2 2 2 1 2 22,,,,,, 9 5 2 9 2 Наб 1,4 2, 1, 2 0 1 - 0 - прогиб, мм ор 1 76,,, 0 1 200 2 лонжерон 1 лонжерон 1 7 1,,, для канала 3 8 1500 3500 5500 7500 9500 11500 ось z Назе 1 -- - - - - - - Рис. 3. Прогибы крыла в точках приложения сил м 7, 6, 6 4 4 3 3 2 Для вычисления прогибов и смещений ный 35,,,,,,, координат для других сегментов нагружения 3 6 4 1 1 4 (режимов полета) было принято, что их Назе 1,2 -- - - - - - - величины линейно зависимы от м 9 7, 6, 6 4 4 3 3 2 изгибающего момента. Таким образом:

ный 45,,,,,,, z(P) = км z(1), 4 6 4 1 1 3 y(P) = км z(1), y'(P) = км y' (1), Вторым геометрическим фактором, где км = M(P)/M(1) отношение величины влияющим на точность нагружения, является изгибающего момента текущего сегмента к смещение h точки приложения силы от величине изгибающего момента нейтрального слоя крыла (рис. 4).

крейсерского режима при единичной перегрузке. Изгибающий момент определяется не по бортовой нервюре, а в сечении на расстоянии 1,2 м от борта, чтобы исключить вклад в момент от шасси на наземных режимах. На наземных режимах Авиационная и ракетно-космическая техника Ошибка по Мизг для ny=1 (Кре йсе р.) 0. 0. z -0.1 0 2 4 6 8 10 % ошибки -0.1 сумм.ошибка f -0.2 ошибка от cos h -0. -0. -0. -0. ось z, м Рис. 7. Ошибка по Мизг для крейсерского режима, ny = Рис. 4. К влиянию смещения h на величину изгибающего момента Ошибка по Мизг для ny=1.29 (Назем.) 2 сумм.ошибка 1 ошибка от cos В таблице 4 приведены значения h для -1 0 2 4 6 8 10 % ошибки каналов крыла. - - - - - - Таблица 4 - Смещения точки приложения силы - ось z, м от нейтрального слоя крыла Рис. 8. Ошибка по Мизг для наземного режима, ny = 1, Кан 1 2 3 4 5 6 7 8 ал Ошибка по Мизг для ny=1.41 (Набор) 2. h, 27 34 34 38 37 41 41 5 53 сумм.ошибка 2. ошибка от cos мм 58 3 2 8 53 3 2 1. % ошибки 1. 0. Смещение h приводит к увеличению 0. 0 2 4 6 8 10 либо уменьшению (в зависимости от угла f) -0. ось z, м плеча силы на величину z = h sin f. Рис. 9. Ошибка по Мизг для режима «Набор высоты», Данный фактор оказался определяющим для ny = 1, системы нагружения крыла.

На рисунках 5–9 приведены графики Как видно из графиков, наибольшая распределения ошибок воспроизведения погрешность имеет место на концевой части изгибающего момента по размаху крыла для крыла. Но и сами значения Мизг здесь различных режимов. На этих графиках невелики. Значения Мизг приведены в кривые, обозначенные как «ошибка от cos», таблице 5.

показывают вклад от угла отклонения, а кривые, обозначенные как «сумм. ошибка», Таблица 5 - Значения Мизг (тс м) для отдельных суммарный вклад от угла отклонения и режимов смещения h.

z, Сниже Сниже Кре Назе Набо Ошибка по Мизг для ny=2.1 (Cниж ение) м ние ние йс. м. р сумм.ошибка ошибка от cos ny = ny = - ny = ny = ny = % ошибки 2,1 0.1 1 1,29 1, 0 165, - 70,6 10,3 110, 0 2 4 6 8 10 - 228 8,511 41 68 ось z, м 1 Рис. 5. Ошибка по Мизг для режима «Снижение», ny = 144, - 59,1 4,44 95, 2, 03 13,454 64 6 Ошибка по Мизг для ny=-0.1 (Cниж ение) 2 124, - 49,6 14,9 81, -1 0 2 4 6 8 10 % ошибки - 853 15,281 78 27 - - 3 - сумм.ошибка - ошибка от cos 98,9 - 38,7 11,1 65, - ось z, м 22 13,543 64 93 Рис. 6 Ошибка по Мизг для режима «Снижение», ny = –0,1 4 76,0 - 29 - 50, Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), экстремум) и -1 при выходе на нижний 43 11,298 7,56 экстремум.

Pi, Нагрузки непосредственно 5 55,9 - 20,9 воздействующие на крыло через опорные 13 8,596 52 4,96 36, пяты, определяются по следующим 6 формулам:

38,4 - 14,3 3,05 24, 7 5,877 48 9 9 Рд d d Р1,2 =, 1 sign 0 1 sign 2l 4 2L 7 - 25,5 - 9,32 1,78 16,37 Рд d d 1 sign Р3,4 =, 1 sign 4 53 4,526 4 4 2 2L 2l3, 8 - где коэффициент трения шарового 16,6 - 5,59 1,00 соединения;

7 4,409 4 1 10,33 d0, d1 диаметры шарового 9 - соединения в рычагах 1-го и 2-го уровней.

10,1 - 2,87 0,51 Для рычажной системы типа 84 4,052 7 9 5,87 «площадка», которая применена для первого 10 - канала, схема сил имеет вид, изображенный 4,96 - 1,21 0,20 на рисунке 11. Определяющими силовую 3 2,313 8 9 2,687 схему здесь являются одно шаровое 10 - соединение (в центре) и два болтовых,5 2,61 - 0,62 0,10 соединения. Для шарового соединения 6 1,238 8 6 1,402 коэффициент трения был принят равным 0,08, для болтового соединения 0,2.

2. Влияние трения в шарнирных и болтовых соединениях рычажной системы на точность нагружения крыла SuperJet- Для рычажной системы типа «линейка», которая используется для всех каналов кроме первого, схема сил имеет вид, Рис. 11. Моменты сил трения в рычажной системе «площадка»

изображенный на рисунке 10.

Нагрузки Pi воздействующие на крыло через опорные пяты, определяются по l12 l L l формулам:

следующим Рд D d Р1,2 =, 1 sign б б 1 sign 2 L 8 2l Рис. 10 Моменты сил трения в рычажной системе «линейка» Рд D d Р3,4 =, 1 sign б б 1 sign 2 L 8 2l Здесь l12, l34 и L длины рычагов, Pд Рд D d Р5,6 =, 1 sign б б 1 sign нагрузка по динамометру. 2 L 8 2l Вопросы интерпретации влияния Рд D d Р7,8 =, 1 sign б б 1 sign трения в шарнирных и болтовых 2 L 8 2l соединениях рычажной системы где б коэффициент трения болтового рассмотрены в [1]. соединения, D, dб диаметры шарового и Направление моментов от сил трения болтовых соединений.

определяется направлением угла поворота На рисунке 12 приведены фрагмента крыла, или знаком угловой погрешности по Мизг для 5 режимов.

скорости sign вращения крыла при выходе на программный экстремум нагружения.

Применительно к стенду sign равен 1 при подъеме крыла (выходе на верхний Авиационная и ракетно-космическая техника суммирования усталостных повреждений, снижение, n=2. Ошибка по Мизг от сил трения 1.2 снижение, n=-0. крейсер., n= 1. методом полных циклов [2]. Согласно назем., n=1. 0. набор выс., n=1. 0. гипотезе, суммарное повреждение 0. % о ш ибки 0. определяется в виде:

0. -0.2 0 2 4 6 8 10 П ni ( Si ) m / А, -0. -0. -0. i ось z, м где ni число циклов нагpузки Si i-го Рис. 12. Распределение ошибки по Мизг, обусловленной уровня, m и А константы кривой силами трения для отдельных режимов полета усталости, аппроксимируемой степенной При моделировании учитывалось то, функцией:

что в отличие от статических испытаний при N = A/Sm, испытаниях ресурсных происходит N число циклов до разрушения.

компенсация ошибки с точки зрения Здесь под Si понимается напряжение в вносимой повреждаемости, из-за того, что конструкции, определяющее ее усталостные знак ошибки различен в верхнем и нижнем характеристики, либо интегральный силовой экстремуме цикла. фактор.

Геометрические параметры Значение эквивалентного отнулевого выбирались таким образом, чтобы снизить цикла определяется по формулам Одинга [3]:

влияние трения в шарнирах на точность S max (S max S min ), Sm воспроизведения нагрузки в сегментах, S р 2 (0,6 S max 0,4 S min ), S m 0, S max нагружения, которые вносят наибольшую 0, S max повреждаемость в конструкцию при где Smax и Smin экстремальные значения испытаниях.

асимметричных циклов циклограммы На рисунке 13 приведены нагружения, Sm среднее значение цикла.

погрешности по Мизг для 5 режимов от В рассматриваемом случае параметр S совместного действия обоих факторов, то - это изгибающий момент в предположении, есть геометрии приложения сил и трения в что зависимость между моментом и соединениях рычажной системы, напряжением линейна.

воплощенные в стенде ресурсных испытаний При реализации полета типа D самолета SuperJet-100.

значения эквивалента по размаху крыла представлены в таблице 6. На рисунке снижение, n=2. Суммарная ошибка по Мизг снижение, n=-0. 6. приведена циклограмма изгибающего крейсер., n= 4. назем., n=1. момента полета D в сечении z = 2 м от борта.

набор выс., n=1. 2. % о ш ибки 0. 0 2 4 6 8 10 -2. -4.0 -6.0 -8.0 ось z, м Мизг, тс*м Рис. 13. Суммарные погрешности по Мизг 1 7 13 19 25 31 37 43 49 55 61 67 73 79 85 91 97 При проведении ресурсных - испытаний для оценки их качества по - экстремумы имеющимся записям реализованных Рис. 14 Циклограмма изгибающего момента полета нагрузок рассчитывается эквивалент по D в сечении z=2м повреждаемости, представляющий собой На рисунке 15 приведены разности отношение повреждаемости, фактически между изгибающими моментами, внесенной в конструкцию, к вычисленными с учетом и без учета трения, повреждаемости, которая была бы внесена и отклонения в геометрии приложения сил.

при отсутствии ошибок, вызванных отклонением сил и наличием трения в рычажной системе. Расчет эквивалентов осуществлялся на основе теории линейного Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), возрастающей сложности и большого объема 0. 0. одного повторяющегося блока испытаний.

0. Это влияние проявляется при расчете DМизг, тс*м 0. 0. эквивалентов по внесенной повреждаемости 1 8 15 22 29 36 43 50 57 64 71 78 85 92 99 реализованного спектра к заданному -0. -0. программой испытаний.

-0. Учет взаимовлияния геометрических экстремумы Рис. 15 Разности Мизг для полета D в сечении z = 2 м факторов системы нагружения и возникающих в процессе нагружения Таблица 6 - Эквиваленты в сечениях крыла моментов от сил трения в шарнирах Координата Эквивалент позволяет уже на этапе проектирования z от борта, рычажных систем, заранее смоделировав м работу стенда при испытаниях, так 0,000 1,0003 подобрать геометрические параметры 1,000 0,9994 нагружающих систем, чтобы 2,000 0,9994 компенсировать погрешность, вносимую 3,000 0,9996 другими факторами при воспроизведении 4,000 1,0006 нагрузок в спектре нагружения.

5,000 1,0021 Такое моделирование и осознанный 6,000 1,0041 подход к подбору углов установки нагружающих устройств был применен на 7,000 1, стенде ресурсных сертификационных 8,000 1, испытаний самолета SuperJet-100 при 9,000 1, создании системы нагружения крыла. Это 10,000 1, позволило, несмотря на отклонения сил от 10,500 1, нормали и трение в шарнирах рычажной системы, получить эквивалент в сечениях Как видно из таблицы 6, при крыла, близкий к 1.

вышеописанном подходе к моделированию нагружения в стенде, несмотря на Библиографический список отклонения сил от нормали и трение в 1. Баранов, А.Н. Статические и шарнирах рычажной системы, эквивалент в теплопрочностные испытания летательных сечениях крыла близок к 1. Это достигается аппаратов [Текст] / А.Н. Баранов компенсирующим влиянием второго фактора Жуковский, Московской обл.: ЦАГИ, 2009.

— наличием смещения h (рис. 4), 2. Райхер, В.Л. Усталостная приводящего к увеличению момента при повреждаемость [Текст] / В.Л. Райхер - М.:

соответствующем знаке угла отклонения f.

учеб. пособие – МАТИ, 2006.

3. Стрижиус, В.Е. К расчету эквивалентов При ресурсных испытаниях по программ усталостных испытаний крыльев сравнению со статическими возрастает транспортных самолетов [Текст] / В.Е.

влияние геометрических параметров и Стрижиус - Жуковский, Московской обл.:

трения в шарнирах на воспроизведение Ученые записки ЦАГИ, 2000.

условий испытаний в процессе реализации сложных спектров нагружения вследствие их INCREASING THE EQUIVALENCE OF REALIZE FULL SCALE TESTS WITH THE INFLUENCE OF GEOMETRICS PARAMETERS OF THE LOAD SYSTEM © 2012 E. N. Kulikov Siberian Aeronautical Research Institute after S.A. Chaplygin Авиационная и ракетно-космическая техника The main characteristics of modern loading systems for fatigue tests of full-scale aircraft, determining the error of programs loading, were shown. The simulation of the loading system of the stand at tests was conducted. The possibility of selecting the geometric parameters of load the system to compensate for errors introduced by various factors when playing loads spectrum loading was found. Such a simulation and an informed approach to the selection of setting angles loading devices were used on a stand of fatigue certification test SuperJet-100 in establishing a system of loading of the wing.

Fatigue test;

fatigue strength;

full-scale;

loading system;

equivalent.

Информация об авторе Куликов Евгений Николаевич, главный специалист по статической и усталостной прочности ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина». E-mail: kent@sibmail.ru. Область научных интересов: методы испытаний материалов, образцов и элементов конструкций, натурные испытания конструкций самолетов.

Kulikov Evgeny Nikolaevich, Head specialist of Static & Fatigue Strength Research, Siberian Aeronautical Research Institute. E-mail: kent@sibmail.ru. Area of research: methods of tests of materials, specimens, units of constructions. Full scale tests of aircraft constructions.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 624+539. 3/ АНАЛИТИЧЕСКОЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ДИАГРАММЫ ДЕФОРМИРОВАНИЯ МАТЕРИАЛА В РАСЧЁТАХ НА ПРОЧНОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ © 2012 Л. М. Савельев Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Для материала, не имеющего площадки текучести, предлагается явное представление зависимости напряжения от деформации при одноосном деформировании, опирающееся на стандартные характеристики материала. Данная аппроксимация диаграммы деформирования позволяет находить в замкнутой форме критические напряжения стержней и пластин за пределом пропорциональности.

Диаграмма деформирования, аппроксимация, касательный модуль, устойчивость, стержень, пластина.

Расчёты элементов конструкций за работ, где она строится в неявной форме пределом пропорциональности требуют (например, [1]). Участок знания диаграмм деформирования упрочнения представлен здесь единым соответствующих материалов. Для выражением (2), что удобно при практических целей желательно иметь практических расчётах. Параметры аналитическое представление зависимости аппроксимации связаны между собой напряжения от деформации. Это тем более условиями непрерывности функций и необходимо, когда экспериментальная диаграмма отсутствует, а в распоряжении Eк в точке пц (точка А на рис. 1).

расчётчика имеются лишь некоторые Полагая 1 и E к 1 при 1, получаем характерные величины. Для материала, не согласно (2), (4) равенства имеющего площадки текучести, к ним могут относиться модуль упругости E, предел a a a1 2 a4 1 ;

a4 1.

пропорциональности пц, условный предел 1 a 1 a текучести 0,2, предел прочности в. Для Отсюда можно получить соотношения a3 2, a2 1 1 a4, построения по этим данным диаграммы (5) деформирования можно воспользоваться где следующими соотношениями:

a1 1 a4. (6) E при пц ;

(1) Потребуем далее, чтобы a a1 2 a4 при пц. (2) аппроксимирующая кривая проходила через a3 точку В (рис. 1), в которой Здесь a1 a4 параметры аппроксимации;

0,2 ;

0,2 0,2 E 0,, напряжение и деформация: или, иначе, пц, пц, пц пц E. (3) 0,2 ;

0,2 0,2, Касательный модуль Eк на участке где обозначено 0,2 0,2 пц ;

0,002E пц. (7) упрочнения определяется при этом следующим образом: Подставив эти значения и в 1 d d E a2 выражение (2), после тождественных Eк к a4. (4) E E d d a3 2 преобразований можно прийти к равенству 1 2a4 0,2 1 a4 0,2 Достоинством предлагаемой аппроксимации является явный вид a4 2. (8) зависимости в отличие от тех Авиационная и ракетно-космическая техника В случае, когда возникающие С деформации не слишком велики, можно в воспользоваться более простым В arctgEк 0, представлением диаграммы. Оно А п получится, если опустить в выражении (2) arctgE слагаемое a 4 и, соответственно, отказаться от требования, чтобы кривая проходила через дополнительную точку с координатами в 0,2 1, 1. Остальные условия сохраняются 0,2/Е в/Е неизменными. В итоге вместо (2), (4) можно получить соотношения вида Рис. 1.

Наконец, последнее соотношение b b b1 2 ;

Eк 2, (14) между параметрами получим, потребовав, b b чтобы аппроксимирующая кривая проходила где через ещё одну точку, для которой известны b1 0,2 0,2 1 ;

экспериментальные значения 1 и 1 (15), то есть известны относительные величины b2 b1 1 ;

b3 2 b1. (16) 1 и 1. Положив Эти соотношения могут быть 1 1 1, представлены в более удобной форме из равенства (2) получим выражение, пц * аналогичное (8): * ;

E * 2 пц 1 2 a4 1 1 a4 1 1 1 a4 2 1.

пц Приравнивание правых частей этого *, (17) Eк E выражения и выражения (8) приводит к E * 2 пц уравнению относительно a4, решение где которого можно записать в виде a4 C1 C0 D1 D0, пц (9) 0, * 0,2. (18) где 0, 002E C0 0,2 0,2 1 ;

В качестве иллюстрации рассмотрим материал Д16, имеющий характеристики:

D0 0,2 1 ;

(10) E 7 10 4 МПа;

пц 190 МПа;

0,2 C1 1 1 1 1 ;

МПа;

в 440 МПа ;

0,12.

Согласно (7), (12) находим для него D1 1 1 1 1. (11) 0,2 1, 474 ;

0, 7368 ;

1 2,316 ;

Если, в частности, в качестве 1 взять 1 44, 21. Параметры аппроксимации (2) в (точка С на рис. 1), то в этом случае в имеют значения выражениях (11) следует положить a1 1,730 ;

a2 0,5592 ;

1 в пц ;

1 E пц, (12) a3 0,2474 ;

a4 0,01285, где – остаточная деформация, а параметры аппроксимации (14) – значения соответствующая в.

b1 1, 778 ;

b2 0,6056 ;

b3 0, 2218.

Формулы (5) и (7) (11) совместно с равенством a1 1 a4, (13) вытекающим из (6), дают искомые значения параметров аппроксимации.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), определяться в одной и той же точке s, E к, МПа 400k диаграммы деформирования материала.

Считая, что эта диаграмма описывается в нелинейной области выражениями (14), и подставляя последние в равенство (20), приходим к уравнению относительно критической деформации кр :

0,005E к b2 b кр b1 2, кр b3 кр b e· 0 0,4 0,8 1,2 1,6 Рис. 2.

где На рис. 2 зависимости и Eк от, 0 кр кр пц ;

кр кр пц.

вытекающие из соотношений (2) и (4), даны Отсюда вытекает квадратное для этого материала сплошными линиями, а уравнение относительно кр b3. Отбросив из соотношений (14) – штриховыми. Для сравнительно небольших значений обе посторонний корень, находим аппроксимации дают близкие результаты. кр b3 b2 s 1 2b1, Так, при 0, 01 (что соответствует где величине 3, 68 ) по формуле (2) находим s 1 4 кр b1 b2.

1, 62 (то есть 307 МПа), а по первой Подстановка этого результата в из формул (14) имеем 1, 60, что меньше первую из формул (14) позволяет прийти к более строгого значения на 0,7%. Для выражению касательного модуля упрощённый вариант кр пцb1 s 1 s 1.

при той же деформации даёт значение E к 3, 54 10 3 МПа, что на 16% меньше С учётом соотношений (15), (16) и величины E к 4, 21 10 3 МПа, вытекающей (18) расчётным формулам можно придать вид из выражения (4).

4 * кр Упрощённый вариант диаграммы s * s кр ;

(21) деформирования особенно удобен в расчётах * 2 s на устойчивость, где он позволяет во многих пц случаях находить критические напряжения Таким образом, расчёт сводится здесь для стержней и пластин в виде относительно к предварительному вычислению простых формул. Рассмотрим, например, напряжения кр по формуле Эйлера сжатый стержень, для которого критическое (19).

напряжение изгибной потери устойчивости в Если окажется, что эта величина превышает предположении о справедливости закона пц, то она должна быть скорректирована Гука даётся формулой Эйлера кр c 2 EI l 2 A, согласно выражениям (18) и (21).


(19) В качестве другого примера где l, A, I длина стержня, площадь и рассмотрим прямоугольную пластину, момент инерции сечения, соответственно;

c равномерно сжатую в продольном коэффициент, зависящий от условий направлении. В предположении о закрепления стержня на концах.

справедливости закона Гука критическое При кр пц для определения напряжение определяется по формуле [3] критического напряжения используем кр kE h b, (22) формулу Энгессера Шенли [2] кр c 2 Eк I l 2 A кр Eк E.

(20) Значения напряжения и кр Eк касательного модуля должны Авиационная и ракетно-космическая техника кр, МПа кр, МПа h sВ sВ 400 3 2 0 b/h 0 10 20 30 40 0 20 40 60 80 100 Рис.4.

Рис.3.

наиболее существенном для практики где b, h ширина и толщина пластины, k диапазоне кривые (2) и (3) совпадают.

коэффициент устойчивости, зависящий от Аналогично на рис. 4 представлены характера граничных условий и результаты расчёта критического соотношения сторон пластины. В случае, напряжения для случая равномерного когда кр пц, для нахождения кр одноосного сжатия прямоугольной воспользуемся концепцией Блейха [4], пластины, шарнирно опёртой по всем согласно которой сторонам. Коэффициент k в выражении (22) принят равным 3,6. Как следует из рисунка, кр кр Eк E.

формула (23), представленная кривой 2, даёт Учитывая первое равенство (16), на хорошие результаты для b h 10. Для более основании (14) можно получить в этом толстых пластин использование простейшей случае следующее выражение для кр :

аппроксимации приводит, как и в случае кр b3 b1 1 кр b1 1 b1.

коротких стержней, к заниженным значениям критических напряжений;

Первое из соотношений (14) возникающая погрешность идёт, очевидно, в позволяет далее вывести расчётную формулу запас прочности.

для кр. С учётом (15), (16) и (18) можно представить её в виде Библиографический список кр * кр кр * пц.

0 (23) 1. Моссаковский, В.И. Прочность Как видим, и в этом случае дело ракетных конструкций [Текст] /В.И.

сводится к предварительному расчёту Моссаковский, А.Г. Макаренков, П.И.

критического напряжения по формуле (22) и, Никитин и др.;

Под ред. В.И. Моссаковского.

при необходимости, последующему – М.: Высш. шк., 1990. – 359 с.

уточнению результата согласно (23). 2. Работнов, Ю.Н. Механика На рис. 3 представлена зависимость деформируемого твёрдого тела [Текст] / Ю.Н. Работнов – М.: Наука, 1988. – 712 с.

кр от параметра гибкости l i ( i I A 3. Вольмир, А.С. Устойчивость радиус инерции сечения) для сжатого деформируемых систем [Текст] / А.С.

стержня, шарнирно опёртого на концах. Вольмир – М.: Наука, 1967. – 984 с.

Стержень изготовлен из рассмотренного Блейх, Ф. Устойчивость металлических материала. Кривая 1 представляет гиперболу конструкций [Текст] / Ф. Блейх - М.: 1959. – 0 2 Эйлера кр E, вытекающую из 544 с.

формулы (19) при c 1, а кривая 2 получена в соответствии с выражениями (18), (21).

Кривая 3 даёт для сравнения результаты итерационного расчёта с кр использованием аппроксимации (2), (4). В Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), ANALYTICAL DESCRIPTION OF STRESS–STRAIN DIAGRAM IN STRESS AND STABILITY ANALYSIS © 2012 L. M. Saveljev Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) A simple approximation of stress–strain diagram in direct form is proposed. The dependence permit to obtain bars and plates critical stresses beyond proportional limit as closed formulas.

Deformation curve, approximation, tangent modulus, stability, beam, plate.

Информация об авторе Савельев Леонид Макарович, кандидат технических наук, доцент кафедры прочности летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: proch@ssau.ru. Область научных интересов: прочность конструкций летательных аппаратов.

Saveljev Leonid Makarovich, Candidate of Technical Science, Associate Professor of Aircraft Strength Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolyov (National Research University). E-mail: proch@ssau.ru. Area of research: Strength of Vehicle Structures.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.787. ВЛИЯНИЕ УПРОЧНЯЮЩЕ-ОТДЕЛОЧНОЙ ОБРАБОТКИ НА СТРУКТУРНО ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЕ СОСТОЯНИЕ ПОВЕРХНОСТНОГО СЛОЯ И СОПРОТИВЛЕНИЕ УСТАЛОСТИ © 2012 М. Б. Сазонов, А. Н. Волков, И. А. Чигринёв Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Рассматриваются вопросы влияния различных методов упрочняющей и отделочной обработки на состояние поверхностного слоя – шероховатость, остаточные напряжения, тонкую структуру и внутреннюю потенциальную энергию поверхностного слоя, на сопротивление усталости образцов из титанового слоя.

Показана функциональная связь между этими параметрами и пределом выносливости образцов.

Упрочнение, деформация, шероховатость, остаточные напряжения, структура, поверхностный слой, дефекты.

Усталостное разрушение, как Происходит дробление блоков, увеличение правило, начинается с поверхности. Поэтому микроискажений решетки, возрастает сопротивление усталости весьма внутренняя потенциальная энергия, значительно зависит от состояния усиливаются внутри и межкристаллитные поверхностного слоя - шероховатости, напряжения. В результате изменяются структуры материала, поверхностных пластические свойства материала, условия дефектов и остаточных напряжений (ОН). для зарождения и распространения Эти факторы непосредственно связаны с усталостных трещин.

видом финишной обработки деталей, При росте давления в зоне контакта, обуславливающей характер и степень степени деформации, плотности дислокаций деформации, изменение структуры и и вакансий до определенного предела энергетического уровня материала. происходит исчерпание пластических При обработке деталей поверхностно- свойств материала (перенаклеп), приводящее пластическим деформированием (ППД) к разрыхлению металла, снижению его деформация верхних слоев протекает прочности и выносливости.

неравномерно. Она начинается в зернах в Установление связи между виде скольжений по кристаллографическим структурно-энергетическим состоянием плоскостям с наиболее плотной упаковкой материала и сопротивлением усталости атомов и совпадающих с направлением позволяет оптимизировать процесс максимальных касательных напряжений. По упрочняющей обработки, обеспечить мере наращивания силы, деформацией контроль технологического процесса охватываются и другие зерна. В процессе обработки и его надежность, повысить скольжений происходит движение эксплуатационные характеристики деталей и дислокаций и вакансий и лавинообразный изделий.

рост их числа. Взаимодействие дислокаций Исследования изменения параметров между собой, пересечение их линий тонкой структуры в связи с остаточными движения, встреча с другими напряжениями и сопротивлением усталости несовершенствами кристаллической проводились на специальных тонкостенных решетки, скопления у препятствий (границы образцах с сечением 12x1 мм. Образцы зерен, блоков, включений) приводит к изготавливались из титанового сплава ВТ9, увеличению сопротивления их движения, то широко используемого для изготовления есть к упрочнению материала. При этом лопаток компрессора ГТД. Финишные тонкая кристаллическая структура операции при изготовлении образцов после претерпевает существенные изменения. полирования проводились различными Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), способами ППД и отделки: обработка 1,4...2,5-10-8 см. Применение после ОМШ микрошариками диаметром 0,16...0,3 мм дополнительного ВКПАЛ приводит к съему (ОМШ) на различных режимах - отдельно, в очень тонкого, но наиболее сильно сочетании с виброшлифованием (ВШ), упрочненного слоя. Поэтому в верхнем слое виброупрочнением (ВУ) или искажения решетки и остаточные виброконтактным полированием мелкозер- напряжения становятся меньше, а размеры нистой абразивной лентой (ВКПАЛ);

блоков несколько возрастают. Применение гидродробеструйная обработка (ГДО) дополнительной обработки ВШ и, в шарами диаметром 2...3 мм в сочетании с особенности, ВУ приводит к обратному ВУ. эффекту - увеличиваются уширения Параметры тонкой структуры и интерференционных линий, искажения искажения кристаллической решетки решетки, уменьшаются размеры блоков.

определялись на поверхности с помощью Остаточные напряжения у поверхности дифрактометра «Дрон-3». В качестве снижаются в связи со смещением максимума эталонного образца использовался на глубину. Это обусловлено полированный недеформированный дополнительной деформацией и материал, термообработанный по ТУ. Со упрочнением поверхностного слоя шарами всех образцов снимались рентгенограммы диаметром 2...3 мм, входящими в состав двух линий - с малым значением суммы рабочей среды этих процессов.

квадратов индексов (102) и с большим - Аналогичные, но еще большие изменения (203). Съемка образцов производилась на происходят при ГДО+ВУ - процессах с Сukd -излучении. наибольшим силовым воздействием. При По расчетному значению площади S этих видах обработки лопаток компрессора (мм2) под кривой распределения ГТД наблюдается сквозной проклеп кромок интенсивности и высоте линии h (мм) и перенаклеп поверхностного слоя.

рентгенограммы определялось Оптимизация упрочнения до определенного экспериментальное уширение предела позволяет повысить предел дифракционной линии B=S/h (мм). Затем выносливости с 340 до 500 МПа.

рассчитывались физическое истинное Переупрочнение поверхностного слоя и уширение линий, микроискожения снижение остаточных напряжений и кристаллической решетки а/а, блочность D. поверхности при ГДО+ВУ приводит к Результаты обмера уменьшению сопротивления усталости.


зарегистрированных интерференционных Таким образом, в зоне допустимого линий на образцах после различных видов увеличения упрочнения происходит упрочняюще-отделочной обработки и уменьшение размеров блоков, увеличение расчетные данные представлены в таблице 1. искажений кристаллической решетки и Здесь же для сопоставления приведены примерно пропорциональное увеличение технологические остаточные напряжения у уровня остаточных макронапряжений поверхности. Пределы выносливости образ- сжатия, что объединяет их в оценке степени цов определялись усталостными деформации и упрочнения поверхностного испытаниями на электродинамическом слоя.

стенде при частоте 190 Гц на базе 108 Повышение внутренней циклов. Из таблицы 1 видно, что при ОМШ, потенциальной энергии в поверхностном по сравнению с полированием, происходит слое образцов сопровождается усилением значительное уширение интерференционных экзоэлектронной эмиссии (ЭЭЭ). Для линий и тем больше, чем выше скорость контроля энергетического состояния полета микрошариков (сила удара и время использовались установка, состоящая из обработки. Соответственно возрастают - вакуумной камеры и комплекса электронной искажение кристаллической решетки от 1,28 аппаратуры. Количество ЭЭЭ оценивалось -10-3 до 1,56 -103, остаточные напряжения средней интенсивностью I экзоэлектронной сжатия у поверхности от 100 до 450...550 эмиссии.

МПа, уменьшаются размеры блоков от 3,0 до Авиационная и ракетно-космическая техника Таблица 1 - Параметры рентгенограмм, измеренные и физические уширения образцов из сплава ВТ9,обработанных различными способами а/а·10- № Вид Анал S, h, В, ·103, D, -1, изир Мм Сер обработки мм Мм рад 10- МПа МПа ии уем 8, ые см лини и Исходное состояние поверхност 102 6070 131 46,33 1,25 2, ного слоя 203 5400 100 54, Полирова- 102 8080 128 63,12 3,5 1,28 3,0 -100 ние 203 3290 42 78,33 11, ОМШ(v=38 102 5280 72 73,33 5,1 1,54 2,5 - м/с, 203 5610 64 87,65 14, t=3мин) 102 5810 81 71,73 5,4 1,54 2,49 -530 ОМШ(v=46 203 4090 42 97,38 15, м/с, 102 40054 52 77,02 5,9 1,56 2,48 - t=3мин) 203 440 38 116,84 17, ОМШ(v=46 102 9220 129 71,47 5,3 1,52 2,52 -300 м/с, 203 6610 68 97,21 15, t=6мин) 102 6370 75 84,93 6,7 1,58 1,8 -340 ОМШ+ВК 203 3620 49 73,88 18,1 1, ПАЛ 102 5200 54 96,30 9,0 1,7 -550 ОМШ+ВШ 203 3280 32 102,5 23,4 1, ОМШ+ВУ 102 6670 84 79,40 11,3 1,75 -300 ГД+ВОУ 203 2350 24 97,92 36, В табл. 2 приведены опытные данные энергии и соответственно увеличивают о величине интенсивности ЭЭЭ других экэоэмиссию.

образцов из сплава ВТ9 после различных При примерно одинаковом уровне видов отделочно-упрочняющей обработки, шероховатости (серии 6, 7, 8) интенсивность показана связь J с параметрами качества экзоэмиссии возрастает с увеличением поверхностного слоя. Номера серий деформационного упрочнения (остаточных образцов совпадают с табл. 1. напряжений). Из таблицы 2 видно, что с Из табл. 2 видно, что величина увеличением интенсивности ЭЭЭ предел интенсивности ЭЭЭ существенно зависит от выносливости образцов возрастает по напряженно-деформированного состояния и линейной зависимости при сравнительно шероховатости поверхностного слоя. При небольшом разбросе данных. Это увеличении шероховатости после ОМШ с Ra объясняется тем, что предел выносливости от 0,2 до 1,1...1,2 мкм (серии 1,2,3,4,5,9) возрастает, в большей мере, с увеличением интенсивность ЭЭЭ снижается с 720 до степени упрочнения поверхностного слоя и 410...680 имп/с, что связано с большим ОН и в меньшей мере зависит от рассеиванием эмисси электронов. шероховатости поверхности.

Наблюдаемый разброс данных можно Таким образом, полученные объяснить значительным влиянием и разным результаты свидетельствуют о уровнем деформации упрочнения и функциональной связи между пределом остаточных напряжений ост, которые выносливости, параметрами тонкой повышают общий уровень внутренней кристаллической структуры и Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), интенсивностью ЭЭЭ. Эти параметры могут быть критериями оптимизации упрочнения поверхностного слоя, средством контроля 3 ОМШ степени упрочнения и надежности (v=46 -510 1,2 680 технологического процесса финишной м/с, обработки. = Таблица 2 - Зависимость мин) интенсивности экзоэлектронной эмиссии (ЭЭЭ) от параметров качества поверхностного слоя и предела 4 ОМШ выносливости образцов из сплава ВТ9 (v=46 -420 1,6 400 м/с, № Вид Параметры Предел = сер обрабо качества вынослив мин) ии тки поверхностного ости 5 ОМШ+ слоя -1, ВКПА -280 0,2 1400 МПа Л (ост Rа, I, 6 ОМШ+ -310 0,5 700 МПа мкм Имп/с ВШ 7 ОМШ+ -540 0,9 900 1 Полир ВУ ование -100 0,3 720 8 ГДО+ -280 0,6 600 ВУ 2 ОМШ 9 Полир (v=38 -480 1,1 410 ование +50 0,2 500 м/с, +ВКП = АЛ мин) INFLUENCE OF THE STRENGTHENING-FINISHING TREATMENT ON STRUCTURE ENERGY STATE OF SURFACE LAYER AND FATIGUE RESISTANCE © 2012 M. B. Sazonov, A. N. VoIkov, I. A. Schigrinyev Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) Methods of combining surface-plasto deformation pieces from titanium alIoy ВТ9. Research of quality of surface layer is fulfilled. Functional dependence is determined between hardiness limit, fine crystalline structure parameters and intensity of exoelectronic emission.

Hardening, deformation, roughness, residual stresses, structure, surface layer, defects.

Информация об авторах Сазонов Михаил Борисович, кандидат технических наук, доцент кафедры механической обработки материалов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: fdla@ssau.ru. Область научных интересов: механическая обработка материалов.

Волков Александр Николаевич, кандидат технических наук, доцент кафедры механической обработки материалов, Самарский государственный аэрокосмический Авиационная и ракетно-космическая техника университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: fdla@ssau.ru. Область научных интересов: механическая обработка материалов.

Чигринёв Илья Александрович, инженер кафедры механической обработки материалов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: fdla@ssau.ru.

Область научных интересов: механическая обработка материалов.

Sazonov Michael Borisovitch, Candidate in Enqineering Science, reader. Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E– mail: fdla@ssau.ru. Area of research: machining of materials.

Volkov Alexander Nikolaevitch, Candidate in Engineering Science, reader, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University), the chair of Materials Machining. E–mail: fdla@ssau.ru. Area of research: machining of materials.

Schiqrinyev IIia AIexandrovitch, enqineer of Materials Machining Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University).

E–mail: fdla@ssau.ru. Area of research: machining of materials.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 621. ЦИФРОВОЙ СПЕКЛ-ИНТЕРФЕРОМЕТР ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ НАПРЯЖЁННО ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ ОБЪЕКТОВ ©2012 Р. Н. Сергеев, О. А. Журавлёв, В. Ф. Павлов, С. В. Алембеков Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Рассмотрен принцип работы и даны результаты применения цифрового спекл-интерферометра для измерений микроперемещений в плоскости объекта, связанных с его поворотом или с деформированием под действием растягивающей силы.

Спекл-интерферометр, муаровый эффект, напряжённо-деформированное состояние.

Создание современного летательного одну составляющую. Обеспечение аппарата c высокой надёжностью и ресурсом чувствительности интерферометра к другим при широком диапазоне рабочих внешних направлениям возможно за счёт изменения воздействий характеризуется интенсивным взаимного расположения предмета и расширением исследований его прочности опорного пучка [6]. Так для определения [1]. Эта тенденция определила развитие нормальной составляющей используется расчётных и экспериментальных методов и схема, имеющая «гладкий» опорный средств в прикладной механике [2]. волновой фронт. Такая оптическая схема Широкие возможности численного получила распространение при анализа напряжённо-деформированного исследованиях вибрационных, вибрационно состояния (НДС) позволили вывести пульсационных, статических и эксперимент на новый качественный температурных деформаций [3,4]. Для уровень. Так стало возможным ставить исследования составляющих перемещений в более корректно задачу экспериментального плоскости объекта необходима оптическая исследования, а также интерпретировать его схема, в которой объект освещается двумя результаты. Важным и перспективным коллимированными пучками (рис. 1) [6].

Углы падения этих пучков, отсчитанные от направлением экспериментальной механики деформируемого твёрдого тела является нормали к поверхности, должны быть бурно развивающаяся цифровая одинаковыми по величине. Опорный пучок в корреляционная спекл-интерферометрия. Её таком интерферометре отсутствует.

уникальные возможности состоят в Если для первого варианта бесконтактном получении высокоточной оптической схемы способ формирования в информации о НДС объектов при ней интерферограмм достаточно полно статических, температурных, вибрационных изучен, то для второго варианта оптической и динамических нагрузках, а также в схемы механизм получения интерферограмм обнаружении внутренних и внешних остается мало освещённым. Как показали дефектов [2-5]. исследования, данный метод имеет много В данной работе рассматриваются общего с методом голографического муара возможности применения цифрового спекл- [6,7]. Однако схемы голографических интерферометра (ЦСИ) для исследования интерферометров предъявляют высокие линейных и угловых перемещений в требования к виброизоляции элементов плоскости объекта. Проблема получения установки. С применением цифровой спекл информации о трёх проекциях перемещений интерферометрии эти требования снижаются при помощи ЦСИ состоит в том, что для в связи с применением цифровых средств каждого из направлений необходима своя регистрации и специальных алгоритмов оптическая схема, реагирующая только на обработки спекл-изображений [3].

Авиационная и ракетно-космическая техника a) б) Рис. 1. а) Принципиальная оптическая схема интерферометра: E1, Е2 – освещающие пучки, падающие на объект под углом ;

L – объектив с диафрагмой;

S, D – плоскости изображения и объекта;

б) Компоновочная схема созданного интерферометра: 1 – лазер;

2 –формирователь пучка;

3,4 – линзы;

5, 7 – зеркала;

6 – плоский образец;

8 – телекамера с объективом Методика получения муаровых полос - для тёмных полос 2n в ЦСИ является общей с методикой ux, (3) получения голографического муара. Для 2 sin этого производится двукратная регистрация где n = 0, ±1, ±2, … изображений анализируемой поверхности до Можно заметить, что и после деформирования с последующим чувствительность интерферометра будет взаимным наложением изображений. Спекл- определяться, в первую очередь, углом интерферограмма изображения между векторами Е1 и Е2. Анализируя деформированной поверхности образуется зависимости (2) и (3) при n =1, можно на матрице телекамеры вследствие сложения показать, что чувствительность двух спекл-структур, соответствующих интерферометра максимально изменяется векторам Е1 и Е2. Положение, форма и при варьировании значений угла в период полос корреляции определяются пределах 4-48. При увеличении угла от разностью фаз. Представив вектора через их до 89 чувствительность интерферометра проекции на оси координат, получим изменяется не более, чем на 8%.

разность фаз: Следует отметить, что муаровы 4 полосы соединяют точки объекта, имеющие u x sin, (1) одинаковые компоненты смещения, где – длина волны света излучаемого нормальные к биссектрисе угла между двумя лазером, мкм;

– угол между нормалью к направлениями освещения и лежащие в поверхности и вектором освещающего плоскости, содержащей векторы Е1 и Е2.

пучка;

ux – перемещение поверхности в В качестве исследуемых объектов направлении оси x. использовались квадратная пластина с Следовательно, выражения для размерами 250х250 мм, закреплённая в определения перемещений ux будут иметь поворотном устройстве (рис. 2а), а также вид: образцы полос резины или полимерных - для светлых полос материалов шириной 40 мм, длиной 110 мм и толщиной 3 мм, зафиксированные в n ux, (2) зажимах нагрузочного устройства (рис. 2б).

2 sin Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), а) б) Рис. 2. Характерный вид поворотного (а) и нагрузочного (б) устройств: а) 1 – металлическая пластина – образец;

2 – корпус устройства;

3 – микрометрический винт;

б) 1 - нагрузочный винт;

2 – подвижный ползун;

3 – образец;

4 – стойки Металлическая пластина в устройстве жения применялась ПЗС-камера со скоро на рис. 2а поворачивалась относительно стью записи 25 кадров в секунду. Отснятые своего центра при помощи спекл-изображения объектов записывались в микрометрического винта на угол порядка 1- память компьютера, а затем производилось 1,5, а перемещение подвижного ползуна на их программное вычитание друг из друга.

рис. 2б составляло величину от 10 до 50 мкм. Интервал между вычитаемыми Скорость поворота пластины и перемещений изображениями зависел от скорости ползуна выдерживалась постоянной. углового поворота или линейного растя В качестве источника излучения в жения образца. Полученные картины разработанном ЦСИ использовался He-Ne распределений интерференционных лазер непрерывного действия с уровнем муаровых полос представлены на рис. 3.

мощности 7 мВт. Для получения изобра а) б) в) Рис. 3. Характерный вид интерференционных муаровых полос: а) – поворот металлической пластины;

б) – растяжение сплошного образца из твёрдой резины;

в) – растяжение образца из твёрдой резины с отверстием В целях определения возникающих характеристики материала соответствовали напряжений в образце с отверстием была следующим значениям: модуль продольной упругости Е = 0,325107 Па, коэффициент создана конечно-элементная модель в среде MSC.Nastran [8]. Модель создавалась с Пуассона µ = 0,475. Результаты расчётов применением гексаэдральных трёхмерных представлены на рис. 4.

элементов с характерными размерами мм, что позволило более точно описать зону отверстия. Физико-механические Авиационная и ракетно-космическая техника аппаратов: Учебное пособие. [Текст] / Е. П.

Оболенский, Р. А. Михеев. – М.: МАИ, 1982.

– 71 с.

2. Разумовский, И. А.

Интерференционно-оптические методы механики деформируемого тела: Учеб.

пособие. [Текст] / И. А. Разумовский. – М.:

Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2007. – с.

а) б) Рис. 4. Основные результаты расчётов: а) – 3. Журавлёв, О.А. Автоматизированная расчётные интеферограммы для сплошного обраца и виброметрия механических конструкций на для образца с отверстием;

б) – расчётное основе помехоустойчивого цифрового спекл распределние эквивалентных напряжений в интерферометра: Лабораторный практикум.

соответствии с теорией Фон Мизеса (область [Текст] / О.А. Журавлёв, А.В. Ивченко, С.Ю.

отверстия увеличина) Комаров, Ю.Н. Шапошников, Ю.Д. Щеглов.

Под ред. академика РАН В.П. Шорина. – Значения расчётных эквивалетных Самара: Самар. гос. аэрокосм. ун-т., 2007. – напряжений максимально нагруженной 124 с.

области по теории Фон Мизеса 4. Сергеев, Р.Н. Применение цифрового соответствует величине 3 МПа.

спекл-интерферометра с непрерывным Столь малое напряжение возникает лазером для исследования неустановившихся вследствие незначительного удлиненения и температурных деформаций. [Текст]/ Р.Н.

большого поперчного сечения образца. Как Сергеев//Известия СНЦ РАН, т. 13, №4(2), показано в [6], варьируя геометрическими 2011. – С. 628-631.

параметрами образца, можно получить 5. Владимиров, А.П. Динамическая напряжения выше 40 МПа.

спекл-интерферометрия деформируемых тел.

К основным результатам работы [Текст] / А. П. Владимиров. – Екатеринбург:

следует отнести создание цифрового УрО РАН, 2004. – 241 с.

интерферометра, обеспечивающего 6. Козачок, А. Г. Голографические получение полей муаровых полос для методы исследования в экспериментальной исследования напряжённо механике. [Текст]/ А. Г. Козачок. – М.:

деформированного состояния объектов. При Машиностроение,1984. – 176 с.

этом метод муаровых полос реализуется без 7. Жилкин, В. А. Исследования специального изготовления эталонных упругопластических задач методом решёток и без их нанесения на объект.

голографического муара. [Текст]/ В. А.

Освоена методика количественной оценки Жилкин//Проблемы прочности, №12, 1984. – внутренних напряжений, возникающих при С. 69-73.

растяжении образца.

8. Рычков, С.П. Моделирование конструкций в среде MSC.visual NASTRAN Библиографический список для Windows. [Текст]/ С.П. Рычков. – М.: NT 1. Оболенский, Е. П.

Press, 2004. – 552 с.

Экспериментальные методы исследования прочности конструкций летательных SPECKLE INTERFEROMETRY DIGITAL RESEARCH FOR STRESS-STRAIN STATE OF OBJECTS ©2012 R. N. Sergeev, O. A. Zhuravlev, V. F. Pavlov, S. V. Alembekov Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (national research university) Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), The principle of operation and gives the results of the use of digital speckle interferometer for measuring micro-displacement in the plane of the object associated with its rotation or deformation under the action of tensile force. A variant of the speckle interferometer capable of measuring the deformation movement in two planes.

Speckle interferometer moire effect of the stress-strain state.

Информация об авторах Сергеев Роман Николаевич, аспирант кафедры автоматических систем энергетических установок, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail:

romansr@yandex.ru. Область научных интересов: космонавтика, механика, оптика, лазерные контрольно-измерительные системы.

Журавлев Олег Анатольевич, доктор технических наук, профессор кафедры автоматических систем энергетических установок, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). Область научных интересов: лазерные контрольно измерительные системы.

Павлов Валентин Фёдорович, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой сопротивления материалов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: sopromat@ssau.ru. Область научных интересов: механика остаточных напряжений.

студент, Самарский государственный Алембеков Сергей Валерьевич, аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: alemsv@list.ru. Область научных интересов:

космонавтика, механика, оптика, лазерные контрольно-измерительные системы.

Sergeev Roman Nikolaevich, postgraduate, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: romansr@yandex.ru. Area of research: astronautics, mechanics, optics and laser test and measuring system.



Pages:     | 1 |   ...   | 3 | 4 || 6 | 7 |   ...   | 12 |
 





 
© 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.