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 |   ...   | 4 | 5 || 7 | 8 |   ...   | 12 |

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

-- [ Страница 6 ] --

Zhuravlev Oleg Anatolievich, Doctor of Technical Science, Professor, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). Area of research: laser test and measuring system.

Pavlov Valentin Fjodorovich, doctor of technical science, professor, Head of department «strength of materials», Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). Е-mail: sopromat@ssau.ru. Area of research: mechanics of residual stresses.

Alembekov Sergey Valerievich, student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: alemsv@list.ru. Area of research: astronautics, mechanics, optics and laser test and measuring system.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 629.7.02:539. О НЕОБХОДИМОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КРИТЕРИЕВ СОПРОТИВЛЕНИЯ РАЗРУШЕНИЮ ПРИ ОБЕСПЕЧЕНИИ НАДЕЖНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ©2012 Ю. Л. Тарасов Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет) Показано, что для обеспечения надежности элементов конструкции летательных аппаратов критерии сопротивления разрушению могут быть использованы на этапе проектирования.

Надежность элементов конструкции, внезапные и постепенные отказы, сопротивление разрушению, повреждение.

Из всех этапов создания летательных V ( ) в заданной области 0 в течение аппаратов (проектирование, изготовление, требуемого времени t, то есть эксплуатация) наиболее важным является H (t ) P V ( ) 0 ;

0 t (1) этап проектирования, так как здесь.

закладывается необходимый уровень Вычислению функции надежности (1) надежности – вероятности безотказного предшествуют три этапа: схематизация функционирования элементов конструкции системы и внешнего воздействия, решение изделия в течение заданного срока службы в задачи статистической динамики, выбор реальных условиях эксплуатации. На других области допустимых состояний 0. При этапах уровень надежности реализуется и схематизации конструкция летательного расходуется.

аппарата представляется в виде системы В настоящей работе рассматривается соединенных между собой элементов. К методология использования критериев одной группе относятся элементы сопротивления разрушению материала при конструкции, для которых недопустимо оценке и обеспечения надежности элементов появление дефектов, к другой – конструкции самолетов с учетом конструкционные элементы с дефектами эксплуатационных и конструктивно (непровары, поры, растрескивание), которые технологических факторов на этапе могут возникнуть как при изготовлении, так проектирования. Эта проблема решается с и в условиях эксплуатации – усталостные учетом влияния совокупности трещины.

конструктивных, технологических и При расчете надежности конструкции эксплуатационных факторов – с одной как сложной системы учитывается стороны, а также с учетом стохастического возможность постепенных отказов в характера эксплуатационных нагрузок и результате длительного действия на рассеивания характеристик вязкости и конструкцию нагрузок разного уровня и прочности элементов конструкции – с внезапных отказов при действии другой стороны.

максимальных нагрузок, возникающих при При этом анализируется прочностная неблагоприятных, но вполне реальных надежность элементов конструкции изделия, условиях и режимах работы конструкции.

под которой понимается вероятность Это учитывается путем схематизации отсутствия отказа из-за потери прочности за элемента конструкции в виде модели из двух заданное время эксплуатации изделия.

последовательно соединенных фиктивных Надежность трактуется как H (t ) элементов, под которыми подразумевается вероятность пребывания функции качества реальный элемент, имеющий лишь один вид отказа – внезапный или постепенный.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Для оценки надежности летательных Для целого ряда конструкций аппаратов необходима информация о том, недопустимо появление усталостных трещин как влияют условия эксплуатации, а также при эксплуатации летательного аппарата.

конструктивно-технологические факторы на Тогда за постепенный отказ таких элементов положение границ области допустимых конструкций целесообразно принять появление первой усталостной состояний 0.

макротрещины длиной l0. В этом случае за Информация о влиянии условий эксплуатации и конструктивно- параметр состояния системы V ( ) технологических факторов на принимается длина усталостной трещины.

характеристики конструктивных материалов Для неповрежденного элемента конструкции необходима не только для оценки V ( ) равна нулю и l0 - для разрушенного надежности, но и для обоснованного выбора элемента. С учетом сказанного общее материалов при проектировании, что выражение (1) представляется в виде является основой обеспечения заданного H t P l l0. (3) уровня надежности. Вначале рассматривается методика Современные требования к оценки надежности элементов конструкций, конструкциям самолетов в отношении их к которым предъявляются требования массы и эффективности, а также принципы отсутствия дефектов в виде трещин. эксплуатации допускают местные Учитывая возможность повреждения в течение полного срока возникновения в элементе конструкции службы конструкции.

нормальных и касательных напряжений, за При достаточно больших поперечных параметр состояния при внезапном отказе размерах детали трещина развивается в ней принимается эквивалентное напряжение, неконтролируемо, практически мгновенно, подсчитанное по одной из теорий прочности. если напряжение превышает некоторое В процессе эксплуатации происходит критическое значение. Это предельное износ материала конструкции из-за влияния состояние и характеризуется вязкостью условий эксплуатации. Поскольку величина разрушения.

предельно допустимых напряжений пр Разрушающие напряжения в элементах конструкции могут быть является случайной, то при наличии износа существенно ниже предела текучести из-за ее следует считать случайной функцией наличия концентраторов и начальных времени.

дефектов (микро- и макротрещин, С учетом этого выражения включений и т.д.). За параметр состояния характеризующее условие безотказной при внезапном отказе в этом случае работы записывается в виде принимается один из критериев механики H t P экв пр t ;

0 t. (2) разрушения: коэффициент интенсивности Следуя работам В.В. Болотина, напряжений K или J - интеграл. Тогда нижняя оценка для функции надежности граница области определяется выражается через среднее число характеристиками трещиностойкости K1c положительных выбросов за границу или J1c.

области распределения пр в единицу Из-за роста трещины величина J времени.

интеграла является функцией времени. А в В процессе эксплуатации силу стохастического характера внутренних конструкции и взаимодействия с силовых факторов – случайной функцией.

окружающей средой происходит ухудшение Тогда условие безотказной работы параметров ее качества, что связано с принимает вид постепенным накоплением в конструкции повреждений, для описания поведения H t P J J c ;

0 t. (4) которых используются кумулятивные Отказ трактуется как выброс модели.

Авиационная и ракетно-космическая техника Результаты оценки надежности дают случайного процесса J за предельный возможность обнаружить слабые элементы в уровень. Статистический анализ результатов случае недостаточного уровня надежности, а эксперимента показал, что для различных также элементы, надежность которых выше материалов закон распределения f Jc уровня, обусловленного тактико техническими требованиями. Слабые может быть принят нормальным.

элементы требуют усиления, а элементы В качестве параметра состояния при конструкции с повышенным уровнем постепенном отказе поврежденных надежности можно при необходимости элементов конструкций берется скорость рассматривать как резерв массы. Изложенная роста трещины dl dN. Тогда функция методология может быть использована при надежности для элементов конструкции, оценке эффективности конструкторско допускающих появление дефекта, запишется технологических решений. Согласно этой в виде методологии предпочтение нужно отдавать dl dl ;

0 t. (5) H t P тем вариантам решений, которые dN dN c соответствуют наиболее высоким уровням Граница области допустимых надежности.

состояний dl dN c имеет стохастический Использование методологии рассмотрено в работах [1, 2] применительно характер и зависит от условий окружающей к конструкциям космичесих летательных среды в процессе эксплуатации конструкции.

аппаратов и к участкам газо-нефтепроводов.

Согласно разработанной методике функция надежности при постепенном отказе для Библиографический список элементов конструкции, допускающих развитие трещин, определяется с 1. Тарасов, Ю.Л. Надежность использованием пошагового принципа.

конструкций летательных аппаратов:

Надежность всей конструкции летательного Методология обеспечения [Текст] /Тарасов аппарата может быть рассчитана по формуле Ю.Л., Миноранский Э.И., Дуплякин модели цепи В.М./М.: Машиностроение, 1991. – 230 с.

m 1 m 1, (6) (6) 2. Перов, С.Н. Обеспечение надёжности H t Hi t i трубопроводных систем [Текст] / Перов где Hi t - надежность i-го элемента. С.Н., Аграфенин С.И., Скворцов Ю.В., Тарасов Ю.Л. – Самара: ООО «Издательство СНЦ», 2008. – 246 с.

FRACTURE RESISTANCE CRITERIA IMPLEMENTATION WHILE SECURING RELIABILITY OF AIRPLANES STRUCTURAL COMPONENTS DURING DESIGN STAGE © 2012 Yu. L. Tarasov Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolev (National Research University) It is shown that for fracture resistance criteria implementation while securing reliability of aircrafts structural components during design stage can be used.

Reliability, structural components, abrupt and gradual failure, fracture resistance, damage.

Информация об авторе Тарасов Юрий Леонидович, доктор технических наук, профессор, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), (национальный исследовательский университет). E-mail: proch@ssau.ru. Область научных интересов: прочность, долговечность, надежность конструкций с учетом конструктивно технологических и эксплуатационных факторов.

Tarasov Yuriy Leonidovich, doctor of technician science, professor, Samara State Aerospace Universitynamed after academician S.P. Korolev (National Research University). E mail: proch@ssau.ru. Area of research: strength, durability, reliability and structures for design and technological and operational factors.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621. АНАЛИТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ СИЛОВОГО РЕЖИМА ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ФРЕЗЕРОВАНИЯ МАТЕРИАЛА С ВЯЗКОПЛАСТИЧЕСКИМ УПРОЧНЕНИЕМ © 2012 А. И. Хаймович, А. В. Кузнецов Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) В настоящей статье рассматривается аналитическое моделирование силового режима высокоскоростной обработки (ВСО) фрезерованием жаропрочных сплавов с учетом их вязкопластического упрочнения. В модели применено экспериментально полученное определяющее соотношение Джонсона-Кука, характеризующее динамическое упрочнение и температурное разупрочнение обрабатываемого материала при ВСО.

Высокоскоростная обработка, жаропрочные сплавы, реологические свойства, напряженно деформированное состояние, модель Джонсона-Кука.

В современных авиационных ГТД моделью пластического течения Джонсона используются детали, изготавливаемые из Кука [1,2]:

вязких жаропрочных сплавов, обработка s 0 e 2 n 1 b ln 2 1 m, (3) которых вызывает ряд трудностей.

Целью настоящего исследования где - относительная 2| s s является аналитическое моделирование силового режима высокоскоростной интенсивность деформации, обработки фрезерованием жаропрочных 2| s s сплавов с учетом их вязкопластического упрочнения. относительная интенсивность скорости Мощность резания в очаге пл деформации, пластической деформации (ОПД) объемом | s s 0 пл W, локализованной у режущей кромки, относительная температура, n, b, m определяется зависимостью эмпирически определяемые коэффициенты, P s ( 2, 2, ) 2 dw, (1) характеризующие свойства материала при W высоких скоростях течения и температурах s s ( 2, 2, ) где эквивалентное деформирования, s 0 0 е - предел напряжение, 2 - интенсивность скоростей текучести при 1, 2 1, 2 1 и скорости деформаций. В свою очередь деформирования v 0|.

2 2 ( (v0 ), vi ), 2 2 dt. (2) s s При высоких скоростях резания, в t силу локализации ОПД в малом объеме, где 0 - скорость резания, i - виртуальное целесообразно полагать кинематически допустимое поле скоростей n v0| s s (КДПС) в объеме W, 2 - интенсивность n e 2 2.

(4) v деформаций, -температура у режущей кромки. Для того, чтобы определить Модель Джонсона–Кука функциональную связь между характеризует температурное разупрочнение напряжениями с одной стороны и 2, 2, с деформируемого материала (коэффициент m ), возникающее в ОПД при высоких другой стороны в форме s s ( 2, 2, ), скоростях резания, одновременно воспользуемся феноменологической cвязкопластичным (коэффициент b ) и Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), характерных областях ОПД. Докажем (коэффициент е ) деформационным последнее утверждение.

упрочнением.

Условно разделим ОПД на N Оптимальное сочетание скорости характерных областей, геометрия которых резания, глубины и ширины резания определяется положением условной обеспечивает минимальное значение плоскости сдвига, задаваемой мощности резания (1) за счет разупрочнения коэффициентом усадки стружки s и обрабатываемого материала при резании с высокими скоростями. Таким образом, геометрией режущего клина. В этом случае экспериментально определяемые (1) запишется как постоянные коэффициенты, входящие в N P s ( 2 j, 2 j, j ) 2 j dw. (6) модель (3,4) и аналитические зависимости, j 1 W характеризующие интенсивность скорости j В каждой из этих областей зададим деформации в ОПД при резании, позволяют vi - виртуальное КДПС течения металла при найти оптимальные режимы высокоскоростной обработки лезвийным резании. Согласно экстремальным инструментом согласно зависимости: принципам механики сплошной среды, если P КДПС vi приближается к действительному min0, (5) {v, s,t, f z }var полю скоростей, то пластический потенциал st {o,,ru }invar стремится к своему локальному P где v - действительное поле скоростей в min минимуму при фиксированных ОПД, min0 - глобальный минимум, значениях v0,. В этом случае из выражения {v0, s, t, f z } - технологические изменяемые для мощности резания (6) в соответствии с оптимизируемые параметры, {,, rи } экстремальными принципами механики фиксированные параметры, определяющие сплошных сред и по теореме о наибольшем наряду с {s, t} геометрию ОПД,,, rи - значении функции имеем:

P N соответственно передний, задний углы и s 2 max j vi, j p j v v min 1, радиус при вершине режущего клина, s, t - i t j относительные ширина и глубина резания. Wj p j 2 max j vi Для фрезерования s, t - две ортогональные, (8) t t const величины, измеряемые в плоскости, где 2 max j ( vi ) max{2 j ( vi )} - максимальное перпендикулярной вектору скорости резания, f z - подача на зуб. значение интенсивности скорости Произведение относительных деформации на j –участке для КДПС vi, величин - ширины s и глубины резания t (vi )dw определяют производительность лезвийной 2j Wj обработки. Поэтому согласно (5) минимум 2 evj (vi ) - средняя по Wj P функционала соответствует локальному объему W j интенсивность st скорости деформаций на j –участке для минимальной диссипации мощности КДПС vi, резания, затрачиваемую на пластическую деформацию при максимальной p j имеет физический смысл относительной производительности.

мощности резания при s 1, которая Поскольку действительная картина Wj течения материала в ОПД априори не рассеивается в единичном объеме для j – известна, то для практических целей поиска t глобального минимума min0 достаточно ой области ОПД.

Таким образом, для того, чтобы иметь определить значения s s ( 2, 2, ) в верхнюю оценку относительной мощности Авиационная и ракетно-космическая техника Введем безразмерные величины, P резания, достаточно в соответствии с характеризующие степень деформации в t областях 1, 2, 3 (рис. 2):

зависимостью (8) определить значения R R R (9) эквивалентных напряжений s ( 2 max j ( vi ), j ) 1 1, 2 2, 3 3, r1 r2 r в характерных областях ОПД, а также где l1 i 1 - степень деформации в i вычислить значения средних интенсивностей скоростей деформаций области и коэффициент S - усадка 2 evj ( vi ) в этих областях. s S Предположим, что значения p j и (уширение) стружки.

2 max j для условий ортогонального резания В результате получаем систему из можно определить, если ОПД разделить на уравнений, которые связывают между собой характерные области.

14 размеров ОПД и 4 относительных Анализ этих областей ОПД позволяет параметра 1, 2, 3, s, характеризующие сделать вывод, что их геометрия хорошо силовой режим резания.

описывается в цилиндрических координатах.

Чтобы уровнять количество На рисунке 1 представлены уравнений и неизвестных, выберем из числа характерные области ОПД с сегментными рассмотренных 3 независимых размера, границами, описанными в 2-х которые будем определять методами теории противонаправленных цилиндрических пластического деформирования. В качестве системах координат с разнесенными такой тройки параметров целесообразно началами.

1, s, h или использовать множества 1, 3, s.

Действительно, 1 определяет деформацию в заготовке, 3 - деформацию в стружке, s - соотношения деформаций между областямив заготовке и стружке.

В итоге диссипация мощности пластической деформации и максимальная интенсивность скоростей деформаций для рассмотренных областей определяется зависимостями:

Рис. 1. Области очага пластической деформации при 2 R1Q1 ln 1 2v ортогональном резании с неотрицательным углом, 2max1 2 0 1, p1 2v 3 1 1 3 1 1 r Область 1 и 2 рисунка 2 v0 соответствуют области первичной 2max1 2, интенсивной деформации в зоне резания, 3 1 1 r область 3 (область стружки) – зона 2 v вторичной деформации, образованной R1 (Q Q1 )ln 2, 2 max 2 2 max1, p2 3 1 трением по передней грани режущего клина.

Q3 Области 1,2,3 являются пластичными, B p3 0,62v0 1 2,633, область 4 – жесткой. Интенсивные s cos 3 cosQ Q3 (10) деформации сдвига, вызывающие относительные смещения областей из-за vo 2 max 3 k Bmax, разрыва скоростей движения материала, cos R наблюдаются по границам областей 1-4, 2-4, и 2-3. Здесь Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), B nb Bmax (1 nb ) Bmin, Температура резания оказывается достаточно сложной функцией большого Q3 Bmax [1 A(,3 ) max ( A(,3 )max 2)sin 2 ] 2, количества технологических параметров, характеризующих свойства обрабатываемого Q3 Bmin [1 A(,3 )min ( A(,3 ) min 2)sin 2 ] 2, и инструментального материалов, геометрии инструмента, режимов резания cos R3 21 1 A(, ) max (21 1) 2 Для оценки температуры резания был n(1 1) k r1 R3 r применен аналитический метод, изложенный в работах [3,4].

1 k 1 2, (21 1) В качестве объекта k R3 sin Q экспериментальных исследований был 2 выбран сплав ХН45МВТЮБР-ИД, широко cos R3 2 используемый для производства A(, ) min компрессорных лопаток ГТД.

n(1 1)k 2 r R3 1 R 1 r 1 Полуэмпирическая зависимость 1 эквивалентного напряжения (интенсивности 1 k напряжений) от скоростного и 2, Q k sin 3 температурного режима фрезерования была получена авторами на основе обработки 1 v0 R1 R [ ( R1 R2 ) R1 ln 1 ]cos nQ1, p1 4 экспериментальных данных и 3 1 1 R2 R формализована в виде закона, подобного 2 max1 4 2 max1, модели Джонсона-Кука:

v v R 2R v0 s 600 10 6 0,85 1 1,3 20,86 0,061ln 2 1 p2 4 R v max v 3n 1 1 2 пл cos nQ1 cos nQ 1 1,347, sin nQ1 sin nQ, пл n 2max 24 2max 2, vmax 600 м / мин, v0 50 м / мин, пл 2000 0 C.

На рисунке 2 представлены v r1 1 1 1 cos nQ, p1, 2ин результаты аналитического моделирования 3n 2 силового режима фрезерования по 2 max1,2ин max{ 2 max1, 2 max 2 }, изложенной выше методике в форме поверхности относительной удельной 2v0 R3 k 1 Q p3ин cos cos 2 мощности фрезерования p p(v, f z ). На 3 s рисунке 3 изображена поверхность 1 2 1 относительного усилия при вершине радиуса 1 sin Q Q3, вдоль режущей кромки зуба фрезы в форме n 1 1 Fr f (v, f z ), где Fr зависимости f 2 max 3ин 2 max 3, Ar s k v0 усилие на режущей кромке вдоль контактной 1 cos Q p23 3s k 1 cos поверхности Ar.

Анализ геометрической формы v cos nQR1 ln 2 R2 r1, поверхности p p(v, f z ) показывает, что 3s 1 увеличение скорости резания при 2 max 2 3 max{2 max 2, 2 max 3 }.

фиксированной подаче на зуб приводит к В зависимостях (10) значения увеличению усилия резания по логарифмическому закону, что связано с n 0,612, k 2 1,634. повышенными вязкопластическими свойствами обрабатываемого материала.

Авиационная и ракетно-космическая техника При постоянной скорости резания в обрабатывающем центре MikronUCP Duro. Технологические параметры интервале подач в области f z 0,04...0, обработки: боковой съем s 0,1 мм, съем по мм/зуб, процесс резания характеризуется высоте t 4 мм, подача на оборот фрезы fоб = локальным минимумом по мощности 0,32 мм/об, фрезерование попутное, резания (рисунок 2), что объясняется обработка с СОЖ.

оптимальной формой ОПД в зоне резания.

Рис.2.Расчетное относительное удельное усилие резания в зависимости скорости резания и величины подачи на зуб p p (v, f z ) при ВСО сплава Рис.4. - Зависимость относительной силы резания от ХН45МВТЮБР-ИД скорости резания при высокоскоростном фрезеровании образца из ХН45МВТЮБР-ИД (ЭП ИД). Подача 0,32 мм на оборот, фреза диаметром При скоростях резания выше мм, боковой съем 0,1 мм, съем по высоте 4 мм 300м/мин контактные напряжения на радиусе режущей кромки (рисунок 3) На рисунке 4 приведены составляют более 0, 7 s, что существенно теоретические и экспериментальные кривые снижает стойкость режущего инструмента. зависимости усилия резания от скорости резания. Экспериментальная кривая получена аппроксимацией опытных значений методом минимизации среднеквадратичных отклонений.

Теоретическая кривая является сечением p p(v, f z ) поверхности плоскостью f z 0,08 мм / зуб.

Анализ приведенных данных свидетельствует, что представленная Рис.3.Расчетное относительное удельное усилие на радиусе режущей кромки фрезы в зависимости аналитическая модель процесса скорости резания и величины подачи на зуб при ВСО фрезерования вязкопластического материала сплава ХН45МВТЮБР-ИД является верхнеграничной оценкой силового режима фрезерования. Точность С целью проверки состоятельности аналитической модели в большой степени аналитической модели были проведены определяется точностью определяющих экспериментальные исследования по s s ( 2, 2, ) соотношений, измерению усилия резания при устанавливающих связь между высокоскоростном фрезеровании образцов инвариантами напряженного и из сплава ХН45МВТЮБР-ИД.

деформированного состояния для Сила резания измерялась с помощью конкретного обрабатываемого материала в 3-х осевого динамометрического стола определенных условиях резания.

Kistler9257B с регистрацией составляющих усилия резания Fx,Fy,Fz в реальном времени.

Обработку образцов производили концевой Библиографический список цилиндрической фрезой диаметром 12мм на Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Cochran, S.G. Guinan, M.W.

1. Johnson, G.R. Cook, W.H. A //JournalofAppliedPhysics. constitutive model and data for metals subjected 51:1498,1980.http://link.aip.org/link/?JAPIAU/ to larges trains, high strainrates and high 51/1498/ temperatures. [Электронныйресурс]: /Johnson 3. Силин, С.С. Теоретическое G.R.,Cook W.H.//Proceedings of the 7th определение параметров процесса International Symposium on Ballistics.-1983.- p резания.[Текст]: /Силин С.С.

541–547/- //Производительная обработка и http://www.lajss.org/HistoricalArticles/A%20co технологическая надежность деталей nstitutive%20model%20and%20data%20for%2 машин.Межвузовский сб. научных трудов. 0metals.pdf. Ярославль: ЯПИ, № 6, 1977. - С. 3—16.

2. Steinberg, D.J. Cochran, S.G.Guinan, 4. Силин, С. С. Метод подобия при M.W. A constitutive model for metals резании материалов [Текст] / С. С. Силин.

applicable at high-strain М.: Машиностроение, 1979. - 152 с.

rate.[Электронныйресурс]:/Steinberg, D.J.

ANALYSIS ОF THE CUTTING FORCE OF HEAT RESISTING ALLOYS DURING HIGH-SPEED MILLING © 2012 A. I. Khaimovich, A. V. Kuznetsov Samara State Aerospace University named after Academician S.P. Korolyov (National Research University) In this article the analytical model of high speed milling (HSM) of the heat resisting alloys taking into account their hardening properties is considered. Johnson-Cook's experimentally received constitutive model, characterizing dynamic hardening оf worked material is applied.

Нigh speed milling, heat resisting alloys, rheological properties, Johnson-Cook constitutive model.

Информация об авторах Хаймович Александр Исаакович, кандидат технических наук, доцент кафедры производства двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: berill_samara@bk.ru. Область научных интересов:

исследование поликристаллических материалов, подвергнутых интенсивной деформации.

Кузнецов Антон Владимирович, аспирант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: a.v_kuznetsov@bk.ru. Область научных интересов:

программирование многокоординатного оборудования с ЧПУ, оптимизация параметров лезвийной обработки резанием.

Khaimovich A.I., Candidate of Technical Sciences, associate professor at production of aircraft engines department, Samara State Aerospace University named after Academician S.P.

Korolyov (National Research University). E-mail: berill_samara@bk.ru. Area of research: research of the polycrystalline materials subjected to intensive deformation.

Kuznetsov A.V., graduate student, Samara State Aerospace University named after Academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: a.v_kuznetsov@bk.ru. Area of research: programming NC multi-axis equipment, optimization of cutting processing parameters.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК-62- МЕТОД РЕГУЛИРОВАНИЯ ВИБРАЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК РОТОРОВ ТУРБОМАШИН © 2012 В. А. Антипов, Г. В. Лазуткин, С. В. Андриянов, В. А. Сазонова Самарский государственный университет путей сообщения В статье представлена математическая модель быстровращающегося ротора без учета демпфирования.

Задача решена с учетом действия осевой статической нагрузки и гироскопического эффекта. Уравнение движения записано в матричной форме. Расчеты по разработанной модели выявили существенное влияние на АЧХ ротора продольной силы. Расчеты подтверждены экспериментальными данными.

Ротор, продольная сила, матричное уравнение, гироскопический эффект, амплитудно-частотная характеристика, подтверждение.

Ротор современного турбо- количества управляемых характеристик компрессора представляет собой сложную объектов.

динамическую систему, подверженную Область применения метода воздействию интенсивной вибрационной значительно расширена за счет того, что, во нагрузки различного типа, и, одновременно, первых, рассматривается не какой-то сам является источником интенсивной конкретный силовой фактор, например, вибрации. Традиционный подход к продольные усилия или наддув ротора, а подавлению вибрации высокооборотных комплекс силовых факторов, имеющих роторов заключается в введении общую характеристику: их направление демпфирования в опорах. Однако этот метод воздействие отлично от направления имеет существенный недостаток, регулируемой вибрации. Во-вторых, заключающийся в том, что вследствие рассматривается не конкретная задача, необходимости увеличения зазора в опорах например, прохождение ротором возрастают утечки рабочей среды, в резонансной зоны, и не конкретный конечном счете приводящие к снижению многослойный элемент системы эффективности турбомашины. В работах [1, сосредоточенным демпфированием, а 2, 3] предложены иные методы снижения регулирование вибрационных характеристик вибронагруженности высокоскоростных системы «объект-опоры». И, наконец, в роторов турбомашин. Среди этих методов третьих, как показали исследования, речь наиболее всеобъемлющ подход, изложенный идет о расширении спектра воздействия в [3]. Сущность указанного метода указанным способом на вибрационные регулирования вибрационных характеристик характеристики.

системы «ротор – опора» заключается в Разработана и апробирована изменении физических параметров объекта математическая модель, реализующая путем нагружения его дополнительными расчетное исследование влияния некоторых силовыми факторами, направления факторов на динамические характеристики воздействия которых не совпадают с ротора. Для решения задачи применен метод регулируемой вибрацией. Техническим конечных элементов. Алгоритм метода результатом, на достижение которого использует математическую модель направлен этот метод, является колебаний упругого тела без учета существенное расширение области его демпфирования и сопротивления движению, применения по факторам расширения которая может быть определена в форме контингента прикладываемых силовых динамической задачи с помощью факторов и расширение собственно матричного дифференцированного урав количества объектов, к которым эти факторы нения:

прикладывают, а также расширение Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), - проводить анализ собственных [] { } + [ ] { } = { }, частот и форм (мод) поперечных колебаний где [М]- матрица масс системы;

(низшие значения) валов без учета и с [К]- матрица жесткости;

учетом продольных усилий. В последнем случае задача искусственно приводится к { } - вектор перемещений узлов линейной и прогибы считаются малыми;

конечных элементов;

- осуществлять численный расчет { } - вектор узловых нагрузок.

(методом конечных элементов) Матрицы [М], [К] и векторы { }и{ } вынужденных продольно-поперечных при этом построены с учетом действия колебаний валов в нелинейной постановке (с продольных нагрузок и гироскопического учетом углов поворота, которые считаются эффекта.

малыми). Решение системы нелинейных В результате решения матричного гиперболических уравнений при этом уравнения получена матрица жесткости, не осуществляется с помощью конечностно зависящая от перемещений (или их прира элементного представления (по щений):

координатам) с учетом линеаризации 0 0 0 0 0 0 кинематических соотношений и неявной 12En Jn 12En Jn абсолютно-устойчивой конечно-разностной 3 6En Jn 6En Jn n n 0 схемы (по времени). Используемые здесь 2 P Pxn xn n n балочные конечные элементы допускают n линейные (по длине) изменения кривизны 4En Jn 6En Jn 2En Jn 0 балки. Необходимо отметить, что n n Kn параметры, найденные при расчете n 0.

0 вынужденных колебаний, более адекватно 12En Jn отвечают условиям динамического 6En Jn нагружения, чем определенные по n Pxn программе расчета собственных частот и n n форм колебаний (это связано с 4En Jn приближением расчетной модели в n последней к линейной, использованием более «строгого» предположения о малости Приведенная форма записи матрицы прогибов, неучёте продольных перемещений жесткости позволяет находить собственные и связанных с последними массовых сил);

числа и вектора как с учетом продольных - определять параметры, (Pxn 0) сил, так и без их учета (Pxn = 0).

характеризующие напряженно При этом матрица жесткости остается деформированное состояние балок по постоянной (не зависящей от времени t и от изменению вектора узловых перемещений по перемещений). Это обстоятельство приводит к некоторому упрощению «физики» явления, но в рамках сделанных допущений (о малости перемещений, углов поворота и деформаций), практически не скажется на точности полученных результатов.

По предложенной модели разработан алгоритм решения задачи, имеющий следующие возможности:

- представлять вал в виде совокупности балочных конечных элементов с одновременным определением графических, силовых, кинематических и Рис.1. АХЧ модельного ротора: 1- без начальных условий;

продольной нагрузки;

2- под воздействием продольной нагрузки 1,2 тс;

длина ротора – 550 мм, наружный диаметр -45 мм, масса – 174 5,2 кг Авиационная и ракетно-космическая техника времени. При этом имеется возможность необходимость применения определять как эволюции (изменение по сосредоточенного демпфирования в опорах времени для определенного сечения вала), ротора.

так и эпюры (изменение по длине вала) Результаты исследований позволяют таких геометрических и силовых факторов, сделать следующие выводы:

как продольные и поперечные перемещения, -эксперименты подтвердили усилия и изгибающие моменты. достоверность расчетной модели;

Необходимо отметить, что имеется - можно предположить существование дополнительная возможность проводить влияния на собственные частоты не только оценку статической устойчивости стержней, изгибной жесткости ротора, но и жесткости так как в случае действия на вал продольных ротора в меридианальном и осевом сжимающих усилий, величина которых направлениях, что имеет место для круговых достигает критического значения, цилиндрических оболочек и толстостенных происходит потеря устойчивости вала. цилиндров;

Процесс колебаний в таком случае - влияние наддува на изменение вырождается в процесс апериодического собственной частоты ротора (1-й тон) отклонения вала от положения равновесия. существенно;

Расчетные исследования для - при наддуве наблюдается модельного ротора дали основание сделать качественное изменение АЧХ ротора, заключение о значительности влияния возрастает «организованность»

продольной растягивающей нагрузки на колебательной системы, что является АЧХ ротора ( рис. 1). положительным фактором, так как При изменении продольной нагрузки уменьшается вероятность возникновения 0 … 3 mс (рис. 1) собственная частота ротора резонанса в области высших частот, изменилась на 20 %. больших критической.

Экспериментальные исследования подтвердили достоверность расчетной Библиографический список методики. 1. А.с. 1632122 A1 SU, МПК F16F Таким образом, можно сделать вывод 15/16. Способ подавления радиальной о необходимости учета продольной нагрузки вибрации роторов турбомашин / В.А.

при определении собственных частот Антипов, О.В. Фомин, П.П. Власов. – ДСП. поперечных колебаний. Рациональное 1988г.

управление этим фактором может 2. А.с. 589483, СССР, М. кл. F16F способствовать смещению рабочих частот 15/16. Способ регулирования демпфирую по оси абсцисс в нужную зону. щих свойств многослойных элементов/ И.Д.

Результаты исследований Эскин. Ю.К. Пономарев. В.А. Безводин, В.А.

обосновывают применение для подавления Антипов. – Опубл.25.01.78., бюлл. № вибрации метода [1], заключающегося в 3. Патент РФ № 2267668, МПК F16F ступенчатом изменении жесткости ротора 15/00. Способ регулирования вибрационных при его прохождении резонансной зоны характеристик системы объект- опора/ В.А.

путем введения и стравливания давления Антипов, Ю.К. Пономарев, А.В. Ковтунов, наддува. Это позволит избежать для В.А. Дулецкий, П.В. Вершинин. Заявитель «гибких» роторов даже кратковременной патентообладатель : СамГУПС.- опубл.

работы в резонансной зоне и исключает 10.01.2006, бюлл. №1.

METHOD TO ABJUST THE VIBRATION CHARACTERISTICS ROTORS TURBOMACHINERY © 2012 V. A. Antipov, G. V. Lazutkin, S. V. Andrianov, V. A. Sazonova Samara State Transport University Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Results theoretical and experimental researches of influence of power{force} factors on frequency characteristics of the rotor rotating with the big speed are resulted. Importance of the account of this influence is shown at the decision of dynamic problems{tasks}.

Rotor longitudinal force matrix equation, the gyroscopic effect, frequency response, confirmation.

Информация об авторах Антипов Владимир Александрович, доктор технических наук, профессор кафедры инженерной графики, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail:

Om46@mail.ru. Область научных интересов: виброзащита агрегатов и узлов машин и механизмов транспортного машиностроения.

Лазуткин Геннадий Васильевич, аспирант, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail: Om46@mail.ru Область научных интересов: Динамика и прочность машин.

Андриянов Сергей Васильевич, аспирант, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail: andrijanow@mail.ru. Область научных интересов: виброзащита агрегатов и узлов машин и механизмов транспортного машиностроения.

Сазонова Вероника Александровна, аспирант, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail: Om46@mail.ru. Область научных интересов: динамика и прочность машин.

Antipov Vladimir Aleksandrovich, Ph.D., professor of engineering graphics, Samara State Transport University. E-mail: Om46@mail.ru. Area of research: vibroprotection units and units of machinery transport engineering.

Lazutkin Gennady Vasilievich, a graduate student Samara State Transport University. E mail: Om46@mail.ru. Area of research: Dynamics and strength of machines.

Andrianov Sergey Vasilievich, a graduate student, Samara State Transport University. E mail: andrijanow@mail.ru. Area of research: vibroprotection units and units of machinery transport engineering.

Sazonova Veronica Aleksandrovna, post graduate student, Samara State Transport University. E-mail: Om46@mail.ru. Area of research: dynamics and strength of machines.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК-621. СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ РОТОРОВ ТУРБОКОМПРЕССОРОВ © 2012 В. А. Антипов, Г. В. Лазуткин, С. В. Андриянов, С. А. Вельмин Самарский государственный университет путей сообщения Предложен способ послеремонтных испытаний высокооборотных роторов турбокомпрессоров.

Показано, что разработанный стенд отличается существенной универсальностью и весьма широким диапазоном считываемой информации.

Турбомашина, методы испытания, стенд.

Современные отечественные и патрубками. Он дополнительно снабжен зарубежные турбокомпрессоры (ТК), как двухступенчатым эжектором, установ правило, высокооборотные, вследствие чего ленным за турбиной в газоотводном имеют ресурс существенно меньший, чем патрубке. Первая ступень эжектора снабжена сама турбомашина. Из-за повышенной диффузором и поворотным соплом, вибрации ротор, в частности, компрессорные соединенным трубопроводом с пусковым и турбинные лопатки, опоры ротора, диски компрессором, а вторая ступень снабжена получают повреждения и нуждаются в диффузором с кольцевым соплом, ремонте чаще, чем, например, узлы статора. соединенным трубопроводом с напорным В дальнейшую эксплуатацию отремонти- патрубком ТК за камерой сгорания.

рованный ротор может быть допущен только Достигаемый технический результат после проведения послеремонтных заключается в расширении диапазона динамических испытаний. Известные режимов испытаний ТК путем испытаний способы испытаний и конструкции стендов газовоздушного тракта при снятом или [1, 2, 3] обладают рядом существенных заторможенном роторе с прямым и недостатков. обратным направлением движения рабочего Авторами создан метод испытаний тела, что позволяет анализировать отдельно турбокомпрессоров, изготовлен стенд для неподвижную и подвижную части ТК. Кроме его реализации, разработана методика того, наличие двухступенчатого эжектора, расчетных исследований. установленного за турбиной, позволяет Сущность способа заключается в том, снизить мощность пускового компрессора, что воздух высокого давления от пускового особенно для перегрузочных режимов компрессора подают в поворотное сопло работы турбокомпрессора, что существенно газоотводящего патрубка турбины, снижает затраты на испытания. Кроме того, предварительно поворачивая сопло для в конструкции стенда предусмотрена замена создания прямого или обратного перепада упругодемпферных опор (УДО) роторов, давления в проточной части ТК, а измерения потребная при совершенствовании их параметров потока по тракту ТК проводят конструкции или при сравнительных как при прямом, так и при обратном испытаниях УДО различных конструкций.

перепаде давления в проточной части. Кроме Кроме того, предлагаемые способ и стенд того, измерения по тракту ТК проводят при испытаний ТК позволяют путем измерений снятом или заторможенном роторе. определить величину кромочных, Стенд для испытаний включает профильных и иных потерь отдельно в испытуемый ТК, состоящий из компресс- подвижных и неподвижных частях сора, турбины, входного напорного и газовоздушного тракта турбокомпрессора, а газоотводного патрубков;

камеру сгорания и также производить испытания турбо пусковой компрессор, соединенные с компрессора с частотой вращения ротора испытуемым турбокомпрессором выше номинальной, т.е. в режимах с Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), перегрузкой. При этом диапазон испытаний компрессора 11 в газоотводном патрубке 7 и режимов работы ТК расширяется от частоты далее проходит последовательно через вращения ротора, равной нулю, до сопловой аппарат и улитку турбины 2, предельной, определяемой прочностью напорный патрубок 5 с камерой сгорания 6, конструкции без применения пускового улитку и диффузор компрессора 1 и через компрессора с мощностью, превышающей всасывающий патрубок 4 выбрасывается в мощности испытуемого ТК. атмосферу. При таком обратном движении воздуха определяют его расход, температуру и перепады давлений по газовоздушному тракту, что позволяет определить сопротивление элементов газовоздушного тракта и судить о состоянии изготовления и монтажа элементов, включая выходные кромки диффузора компрессора 1 и соплового аппарата турбины 2 с улитками.

На втором этапе испытаний устанавливают ротор 3 турбокомпрессора на место и укрепляют его в неподвижном состоянии. После этого производят Рис. 1. Принципиальная схема стенда аналогичные испытаний турбокомпрессора и газовоздушного тракта в прямом и обратном Стенд (рис. 1) содержит испытуемый направлениях движения воздуха. Это ТК 1 с турбиной 2 и общим ротором 3, позволяет получить характеристики газовоздушный тракт в составе элементов газовоздушного тракта и сравнить всасывающего патрубка 4 напорного их со значениями, полученными на первом патрубка 5 с камерой сгорания 6 и этапе. В этом случае оказывается газоотводного патрубка 7, двухступенчатый возможным судить об аэродинамике рабочих эжектор 8 с осевым поворотным соплом колес компрессора 1 и турбины 2 с учетом первой ступени и периферийно-кольцевым аэродинамики диффузора, соплового соплом 10 второй ступени. Пусковой аппарата и улиток компрессора и турбины.

компрессор 11 с патрубком 12 подключен На третьем этапе ротор 3 компрессора при помощи клапана 13 к соплу 9. Сопло освобождается от тормоза и при подаче воз подключено трубопроводом 14 при помощи духа от пускового компрессора 11 к пово клапана 15 к напорному патрубку 5 за ротному соплу 9 двухступенчатого эжектора камерой сгорания.

8, установленного в направлении по ходу На стенде, включающем испытуемый рабочего тела, турбокомпрессор вводится а турбокомпрессор 1, 2 и 3, газовоздушный действие. При этом снимаются характери тракт с камерой сгорания 6, всасывающий 4, стики турбокомпрессора на «холостом хо напорный 5 и газоотводящий 7 патрубки с ду», который устанавливается в зависимости двухступенчатым эжектором 8 и пусковой от расхода воздуха, поступающего от компрессор 11, производят подготовку к пускового компрессора 11 к соплу испытаниям. Для этого на первом этапе эжектора 8. Это позволяет определить ха вначале снимают ротор 3 турбокомпрессора.

рактеристики «холодного» стенда при оди Затем пускают пусковой компрессор 11 и наковом массовом расходе рабочего тела подают сжатый воздух на поворотное сопло через компрессор 1 и турбины 2. При этом не 9 двухступенчатого эжектора 8, требуется определения отдельно расходов установленного в направлении по ходу рабочего тела через компрессор 1 и турбину рабочего тела и создают разряжение в 2. Испытания «холодного» стенда позволяют газоотводном патрубке 7. При этом оценить совершенство аэродинамических атмосферный воздух поступает через характеристик газовоздушного тракта диффузоры эжектора 8 к соплу 9, компрессора и турбины, поскольку смешивается с воздухом пускового Авиационная и ракетно-космическая техника исключается погрешность в определении заторможенном роторе ТК с движением расходов рабочего тела. воздуха в прямом и обратном направлениях;

На четвертом этапе осуществляют получение характеристик при испытании испытания турбокомпрессора с подводом роторов с УДО различных типов, получение топлива в камеру сгорания 6 для увеличения характеристик на холостых ходах ротора температуры газов перед газовой турбиной испытуемого ТК при одинаковом расходе 2. На этом этапе снимаются рабочие воздуха через проточную часть ТК и характеристики турбокомпрессора, включая газовоздушный тракт. Кроме того, частоту вращения ротора 3. Определяются повышается частота вращения ротора ТК с условия запирания соплового аппарата парциальной или полнопроточной турбиной турбины 2, которые способны вызвать от номинальной до предельной при помпажные явления в проточной части мощности пускового компрессора ниже компрессора 1, находятся границы испытуемого.

устойчивой работы турбокомпрессора. На В результате стенд позволяет последнем, пятом этапе осуществляют существенно расширить диапазон испытаний испытания турбокомпрессора со сбросом ТК и снизить мощность пускового части рабочего тела из напорного патрубка 5 компрессора.

во вторую ступень эжектора с кольцевым Полученные в результате испытаний соплом 10. При этом увеличивается данные дают возможность исследовать разряженное в газоотводном патрубке 7, при особенности решения дифференциального котором растет перепад давлений на турбине уравнения движения ТК. В результате 2 и ее мощность, а ротор 3 раскручивается до можно получить значения коэффициентов частоты вращения выше номинальной. Этот усиления на резонансе и резонансных этап позволяет производить испытания частотах, что дает возможность сделать турбокомпрессора на достижение мотивированное заключение о пригодности предельной частоты вращения ротора вплоть ротора к дальнейшей эксплуатации.

до разрушения. В результате расширяется диапазон испытаний турбокомпрессора при Библиографический список мощности пускового компрессора 11 ниже 1. Авторское свидетельство СССР испытуемого. №974190, кл. G01M 15/00, 1982г.

В сравнении с известными 2. Авторское свидетельство СССР конструкциями стенд обеспечивает №976130, кл. F04B 51/00, 1982г.

получение потребных характеристик при 3. Авторское свидетельство СССР снятом роторе ТК с движением воздуха в №1016723, кл. G01M 15/00, 1983г.

прямом и обратном направлениях;

получение характеристик при STAND FOR TESTING TURBOCHARGER ROTOR © 2012 V. A. Antipov, G. V. Lazutkin, S. V. Andrianov, S. A. Velmin Samara State Transport University A method for testing rotor assemblies boost high-speed diesel engines after repairs and stand for its implementation. It is shown that the developed significant stand of different flexibility and a very wide range of readable information.

Turbomachine, test methods, the way stand comparison.

Информация об авторах Антипов Владимир Александрович, доктор технических наук, профессор кафедры инженерной графики, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail:

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Om46@mail.ru. Область научных интересов: виброзащита агрегатов и узлов машин и механизмов транспортного машиностроения.

Лазуткин Геннадий Васильевич, аспирант, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail: Om46@mail.ru Область научных интересов: динамика и прочность машин.

Андриянов Сергей Васильевич, аспирант, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail: andrijanow@mail.ru. Область научных интересов: виброзащита агрегатов и узлов машин и механизмов транспортного машиностроения.

Вельмин Сергей Александрович, аспирант, Самарский государственный университет путей сообщения. E-mail: velmins@mail.ru. Область научных интересов:

динамика и прочность машин.

Antipov Vladimir Aleksandrovich, Ph.D., professor of engineering graphics, Samara State Transport University. E-mail: Om46@mail.ru. Area of research: vibroprotection units and units of machinery transport engineering.

Lazutkin Gennady Vasilievich, a graduate student Samara State Transport University. E mail: Om46@mail.ru. Area of research: dynamics and strength of machines.

Andrianov Sergey Vasilievich, a graduate student, Samara State Transport University. E mail: andrijanow@mail.ru. Research interests: vibroprotection units and units of machinery transport engineering.

Velmin Sergei Aleksandrovich, post graduate student, Samara State Transport University.

E-mail: velmins@mail.ru. Area of research: dynamics and strength of machines.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.431:004. МОДЕЛИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ, КИНЕМАТИЧЕСКИХ И ДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ "ВИРТУАЛЬНОГО ДВС»

© 2012 А. С. Гвоздев, В. С. Мелентьев Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Статья посвящена проблеме создания «виртуального двигателя внутреннего сгорания». На первом этапе расчета используется индикаторная диаграмма двигателя. Далее создаются объемная, а затем и конечно элементная модели двигателя, учитывающие газодинамические процессы, происходящие в цилиндрах во время работы. Выполняются кинематический, динамический и прочностной анализы и ряд специализированных расчетов.


Виртуальный ДВС, деформация, кинематический анализ, динамический анализ, прочностной анализ, трехмерная модель, конечно-элементная модель.

В работе представлена методика индикаторной диаграммы (рис. 1), а также создания "Виртуального ДВС", применимая базовые граничные условия, определяемые для проектирования на предприятиях техническим заданием или принятые на двигателей внутреннего сгорания (ДВС) основе анализа прототипов.

различных типов, разработанная и внедрённая в учебный процесс СГАУ.

Под "Виртуальным двигателем" [1] понимается комплекс, состоящий из объёмной модели двигателя и математического описания происходящих в нём процессов (рис. 1, 2). Концепция "виртуального двигателя" позволяет радикально уменьшить время и стоимость разработки двигателя. В процессе проектирования инструменты анализа имеют моментальную обратную связь с конструкцией.

Рис. 2. Объёмная модель рядного четырёхтактного шестицилиндрового ДВС Для реализации цикла создаётся параметрическая стержневая модель ДВС, позволяющая определить кинематические параметры характерных точек механизма при предполагаемых законах движения, выбрать размеры, и, при необходимости, откорректировать параметры цикла.

На следующем шаге проектирования создаётся объёмная модель ДВС (рис. 2, 4, Рис. 1. Индикаторная диаграмма ДВС 5). Суммарное время создания модели в пакете SolidWorks "с нуля" составляет около Начальной точкой проектирования 200 часов. Из них на создание кривошипно являются требуемые параметры рабочего шатунного механизма (КШМ) – 12%, цикла двигателя, реализованные в виде Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), газораспределительного механизма (ГРМ) – 5%, корпусных деталей – 72%;

общую сборку – 5%. Остальное время тратится на мелкие детали и прочие операции (рис. 3).

Для каждого двигателя целесообразно строить модель КШМ и ГРМ на основе параметрических шаблонов, а корпусные детали брать в непараметризированном виде из пополняемой базы деталей ДВС проектной организации с последующей их доработкой в соответствии с техническим заданием. На завершающем этапе проектирования используется древовидная структура подсборок и общий доступ к итоговой модели ("модульный" метод [2]).

Рис.4. Объёмная модель рядного двухтактного двухцилиндрового ДВС Рис. 3. Трудоёмкость создания объёмной модели Одним из преимуществ "виртуального двигателя" является возможность без риска Рис. 5. Объёмная модель роторно-поршневого ДВС финансовых потерь экспериментировать с нетрадиционными конструкциями ДВС, В связи с этим требуется оценка которые могут обеспечить лучшие точности моделирования по трём критериям:

характеристики. Отметим возможность 1) приемлемость допущений, сделанных во получения важной информации о время математического моделирования характеристиках двигателя, которую крайне физических явлений инструментами CAE.

трудоёмко добыть экспериментальным Не рассматривая основные ограничения, путём. При этом метод имеет три основных пользователь может ошибочно ограничения: 1) возможности каждой интерпретировать результаты расчёта;

2) расчётной среды (CAD, CAE (динамика, граничные условия, которые определяют газодинамика прочность и т.д.), CAM) по любую сложную модель. И даже небольшие скорости создания модели и глубине несоответствия могут привести к явно проработки;

2) степени интеграции (уровень неверным результатам;

3) влияние потерь при обмене информацией между упрощений геометрии (плоская и объёмная пакетами);

3) требуемой вычислительной постановки задачи) модели, которые должно мощности. оцениваться на этапе её подготовки.

На базе предложенной методики реализованы расчёты [3] рядного (рис. 2, 4), одноцилиндрового (рис. 6), V-образного (рис.7, 8) и менее распространённых схем, например, роторно-поршневой (рис. 5).

Создание динамической модели [4] производится в пакете MSC.ADAMS и начинается с импорта геометрии и Авиационная и ракетно-космическая техника назначения физических свойств деталей и производится учёт деформации критичных кинематических связей между ними. деталей, таких как коленчатый вал [7] или Создаются "виртуальные датчики", клапана, позволяющий, например, получить измеряющие зависимости одних параметров переменные напряжения кривошипа, где модели от других и осуществляющие действительные деформации коленчатого первичную математическую обработку. вала в рабочих условиях служат основой для Задаются связи внешних сил (полученных из анализа. Также можно упомянуть учёт в предварительных расчётов, на основании прочностной модели усилий в статистики или из результатов натурных газораспределительном механизме, таких как испытаний упрощённых моделей) с силы, передающиеся через седла клапанов параметрами механических систем, при посадке клапанов или результирующих прикладываются газовые силы (в усилий в подшипниках вала ГРМ;

усилий от двухтактных и четырёхтактных поршневых перекладки поршня, объясняющихся двигателях различных схем в зависимости от боковой силой, появляющейся из-за угла поворота коленчатого вала, вала сложного движения поршня в цилиндре;

газораспределительного механизма, либо неравномерности крутящего момента, золотника с учётом изменения параметров снимаемого с коленчатого вала двигателя.

рабочего тела (формы индикаторной При этом проверяются зазоры между диаграммы) на разных частотах вращения деталями в процессе работы двигателя.

коленчатого вала двигателя), нелинейные жёсткость [5] и демпфирование для моделирования виброизолирующих опор двигателя, силы трения, а также контактные силы.

Рис.7. Объёмная модель V-образного ДВС с агрегатами Далее создаются модели агрегатов для компоновки (рис. 6, 7) и математические модели их входных и выходных функций для учёта в динамике работы системы. Обычно объёмная модель строится по номинальным размерам, а допуски и посадки обозначаются на программно связанных с ней чертежах. С Рис. 6. Объёмная модель ДВС с агрегатами целью удобства компоновки могут быть отдельно построены модели деталей по Увеличение количества учитываемых минимальным и максимальным значениям в граничных условиях модели факторов допусков. Для начальных расчётов наиболее требует более тесной интеграции различных распространённых типов двигателей в пакете инструментов, например, при расчёте MSC.ADAMS существуют параметрические тепловых нагрузок в поршне, где модели с частично изменяемой геометрией получаются коэффициенты нестационарной (рис. 8).

теплопередачи;

или в блоке цилиндров, где учитывается движение потока охлаждающей жидкости.

При расчёте динамики с использованием метода Крейга-Бамптона Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Рис. 10. Динамическая модель клапанного механизма Если результаты удовлетворяют Рис. 8. Упрощённая параметрическая динамическая требованиям технического задания, то модель V-образного ДВС производятся уточнённые прочностные расчёты деталей (рис.11) и Удобство их использования специализированные расчёты, такие как объясняется предустановленными анализ вибрации основных (узлы подвески, шаблонами "виртуальных датчиков", в том валы [8] (рис. 12), подшипники) и числе и для косвенной оценки интегральных вспомогательных (системы контроля и параметров двигателя, а также записанными запуска, топливо - и маслоподающие алгоритмами расчёта для самых магистрали) агрегатов (рис. 13).

распространённых случаев анализа, таких как работа на постоянной частоте вращения, линейный разгон, тормозная характеристика.

Параллельно проводится исследование газодинамической модели процессов в цилиндрах ДВС с учётом горения (рис.9). При этом используются движущиеся сетки элементов для задания структуры потока. Движение сеток б) а) моделируется на основе динамической Рис.11. Расчёт на прочность отдельных элементов модели клапанного механизма (рис.10), где ДВС: а) поршень;

б) расчёт колебаний коленчатого форма кулачков (либо кулачковой шайбы) в вала свою очередь вычисляется на основании требуемой диаграммы "время-сечение" через В частности, модель подшипника полученные в динамическом анализе законы формируется с помощью комбинации связей, движения звеньев механизма. Данный метод когда наружное и внутреннее кольцо позволяет учесть нестационарные процессы соединяются соответственно с корпусом и в цилиндре и организовать плёночное валом, внутреннему кольцу разрешается (послойное) сгорание рабочей смеси. свободное вращение относительно сепаратора, а с внешним кольцом сепаратор соединяется упругой муфтой, позволяющей учесть податливость узла крепления.

Соответствующие податливости, как для подшипников, так и для узлов подвески (могущих представлять собой, в том числе, и регулируемые виброзащитные устройства [6]) вычисляются при обработке данных Рис. 9. Конечно-элементная модель газодинамических конечно-элементного анализа в процессов в цилиндре ДВС с учётом горения программном комплексе ANSYS.


Авиационная и ракетно-космическая техника расшифровывающиеся в качестве граничных условий в другой программной среде.

Рис. 14. Часть модели "виртуального автомобиля" Рис. 12. Один из элементов расчёта коленчатого вала на крутильные колебания Данный подход, внедрённый в Гидравлические цепи, совместно с учебный процесс СГАУ, может позволить в системой управления интегрируемые в сжатые сроки и с меньшими затратами модель в виде функций, накладываются в создавать новые модели двигателей на качестве ещё одного уровня на модель и предприятиях отечественного позволяют решать такие задачи, как машиностроения.

определение требуемых усилий на органах Работа выполнена при финансовой управления или давлений в полостях, что, в поддержке Правительства Российской свою очередь, является исходными данными Федерации (Минобрнауки) на основании для подробных расчётов этих агрегатов. Постановления Правительства РФ №218 от 09.04.2010.

Библиографический список 1. Новый метод разработки двигателей Концепция виртуального двигателя Ханс Петер Блаховский АВЛ ЛИСТ ГмбХ Ханс а) Лист Плац 1 А-8020 Грац, Австрия.

б) 2. Мелентьев, В.С. Изучение конструкции Рис. 13. Специальные расчёты: а) расчёт эффективности радиатора;

б) газодинамический и двигателей с использованием 3D-моделей их прочностной расчёты турбокомпрессора элементов [Текст] / В.С. Мелентьев, А.С.

Гвоздев, Д.С. Лежин. - Самара: Изд-во Наконец, на заключительном этапе СГАУ, 2006.

"виртуальный двигатель" в виде набора 3. Мелентьев, В.С. Проектирование характеристик, полученных в результате конструкции "виртуального двигателя" проведённых расчётов, и компоновочной [Элек.] / В.С. Мелентьев, А.С. Гвоздев, Ф.В.

объёмной модели интегрируется в модель Паровай. ЦНИТ СГАУ, 2011.

транспортного средства для анализа влияния 4. Гвоздев, А.С. Изучение конструкции на различные системы, например, элементы авиационного ДВС с использованием подвески и рулевого управления (рис.14), пакетов ANSYS, ADAMS, SolidEdge /А.С.

или в силовой установке в качестве привода Гвоздев, В.С. Мелентьев. - Самара: Изд-во воздушного винта небольшого вертолёта [9]. Самарского государственного Для передачи данных между пакетами при аэрокосмического ун-та, 2006 г.

этом используются нейтральные форматы, а 5. Пономарев, Ю.К. Инженерная методика также специальные "коннекторы" (всё более расчета статических характеристик распространяющиеся по мере виброизоляторов с прямолинейными и стандартизации форматов и объединения кольцевыми рабочими участками в разрозненных пакетов в среды нелинейной постановке [Текст] / Ю.К.

проектирования), позволяющие одним Пономарев, А.М. Уланов, В.С. Мелентьев и пакетам генерировать данные, др. // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. Спец. выпуск Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), «Актуальные проблемы машиностроения». – коленчатого вала /В.С. Мелентьев, А.С.

2009. Гвоздев // VIII Королевские чтения, 2005 г.

6. Гвоздев, А.С. О возможности 8. Ржевский, В.П. Исследование управления характеристиками крутильных колебаний роторов [Текст] / многослойных виброизоляторов с В.П. Ржевский, Ф.В. Паровай, Д.С. Лежин [и конструкционным демпфированием [Текст] / др.]. - Самара: Изд-во СГАУ, 2006.

А.С. Гвоздев, В.С. Мелентьев, Ю.К. 9. Мелентьев, В.С. Проектирование Пономарев // Известия Самарского научного системы стабилизации лопастей вертолета с центра Российской академии наук. – 2009. Т. совместным использованием CAD/CAE 11 (31), №5. пакетов /В.С. Мелентьев, А.С. Гвоздев // 7. Мелентьев, В.С. Методика Всероссийская научно-техническая автоматизированного расчета КШМ и Интернет-конференция «Компьютерные поршневой группы с учетом податливости технологии в машиностроении», 2007.

SIMULATION DESIGN, KINEMATIC AND DYNAMIC ANALYSIS OF "VIRTUAL PISTON ENGINE" © 2012 A. S. Gvozdev, V. S. Melentjev Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) In this paper, the technique of creating a "virtual engine". The first step is the calculation of the indicator diagram is used. How to create three-dimensional model and its analysis is performed shall be considered a finite element model of the gas-dynamic processes in the cylinder combustion engine based, kinematic, dynamic and strength calculations, as well as specialized calculations.

Virtual engine, deformation, kinematic analysis, dynamic analysis, strength analysis, three-dimensional model, finite-element model.

Информация об авторах Гвоздев Александр Сергеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры конструкции и проектирования двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: xandr_mail@mail.ru. Область научных интересов: вибрационная защита технических объектов, кинематика и динамика механических систем.

Мелентьев Владимир Сергеевич, Сергеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры конструкции и проектирования двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: vladamgenja@mail.ru. Область научных интересов: вибрационная защита технических объектов, кинематика и динамика механических систем.

Gvozdev Aleksandr Sergeevich, Ph.D., Associate Professor. Chair of design and production aircraft engine, Samara State Aerospace University. E-mail: xandr_mail@mail.ru. Area of research: Vibration- and shock-protection systems for the aeronautical facilities and general engineering, Kinematic, dynamic and strength analysis of mechanical systems.

Melentjev Vladimir Sergeevich, Ph.D., Associate Professor. Chair of design and production aircraft engine, Samara State Aerospace University. E-mail: vladamgenja@mail.ru. Area of research: Vibration- and shock-protection systems for the aeronautical facilities and general engineering, Kinematic, dynamic and strength analysis of mechanical systems.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 004.925.84:629.7. РЕАЛИЗАЦИЯ МЕТОДИКИ СОЗДАНИЯ 3D ПАРАМЕТРИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ТИПОВЫХ ДЕТАЛЕЙ УЗЛОВ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ В СРЕДЕ SIEMENS NX © 2012 Е. С. Горячкин, А. И. Рязанов, А. В. Урлапкин, Л. А. Чемпинский Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) На основе разработанной методики создания параметрических 3D моделей в среде программного комплекса SIEMENS NX рассмотрен процесс создания параметрических моделей типовых деталей с помощью электронной таблицы MICROSOFT EXCEL и 3D модели комплексного представителя. Создана база параметрических моделей некоторых типовых деталей коробок приводов.

3D модель, семейство деталей, электронная таблица, комплексный представитель, параметрическая модель, конструктивный элемент.

Применение параметрических 3D рамках приведённой методики использованы моделей при проектировании узлов различные подходы к построению авиационных конструкций существенно обобщённых представителей деталей разных сокращает время на моделирование деталей. классов.

Такой подход позволяет в значительной Стандартные и нормализованные степени автоматизировать процесс ручного детали одного типа, как правило, построения 3D моделей, а иногда и конструктивно одинаковы. Комплексный полностью исключить его. представитель для параметризованных Методика создания параметрической втулок, пробок, колец имеет такой же набор модели предполагает последовательное геометрических параметров, как и единичная выполнение нескольких этапов: деталь. Создание параметрической 3D -выборка чертежей деталей, модели рассмотрим на примере стопорного принадлежащих к одному типу;

кольца.

-анализ чертежей с целью выявления Кольцо стопорное предназначено для аналогий в конструкции;

постановки в отверстие. Деталь -конструирование комплексного или характеризуется следующими параметрами базового представителя, который создаётся в (рис.1).

виде модели;

-создание матрицы информации о геометрии отдельных представителей группы.

Такие матрицы могут включать от нескольких единиц до многих десятков деталей. Процесс создания 3D модели сводится к выбору строки матрицы с параметрами интересующего пользователя представителя группы.

В программном пакете Siemens NX создана база параметрических 3D моделей распространённых в авиастроение деталей. Рис. 1. Параметры комплексного представителя Весь объём созданных моделей можно кольца разделить на классы: детали крепежа, стандартные и нормализованные детали, D1 – внутренний диаметр;

муфты, пружины, детали трубопроводов. В D2 – наружный диаметр;

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), h – толщина кольца;

ребра» указываются рёбра детали и задаются b1 – расстояние между окружностью соответствующие величины радиусов.

наружного и внутреннего диаметра, 3D модель комплексного измеренное в верхней части кольца;

представителя стопорного кольца приведена D3 – диаметр отверстий под на рис. 3.

инструмент для сжатия;

R1 – радиус расположения центров отверстий под инструмент для сжатия;

R2 – радиус проушины;

b2 – величина прорези;

R3, R4, R5 – радиусы сопряжений и скруглений углов.

Построение комплексного представителя начинается с создания эскиза Рис. 3. Комплексный представитель стопорного сечения, аналогичного главному виду кольца (рис.1). Для эскиза используются размеры одной из деталей группы.

На следующем этапе создаётся матрица информации о геометрии отдельных представителей группы. В Siemens NX для создания такой электронной таблицы используется команда «семейство деталей»

из меню «инструменты». Выбираются все параметризуемые размеры эскиза. На рис. приведена таблица размеров всей группы стопорных колец в формате MICROSOFT EXCEL. В качестве поясняющей информации в таблицу добавлен эскиз с обозначенными на нём параметрами.

Рис. 2. Операция вытягивания профиля эскиза Однозначное определение положения элементов эскиза друг относительно друга задается ограничениями:

-окружность расположения проушин (на рис.2 задана штрихпунктирной линией) соосна с окружностью наружного диаметра;

-размер прорези задаётся с помощью вспомогательной прямой, чтобы при изменении этого размера соответственно изменялось угловое положение граней Рис. 4. Таблица параметров для группы деталей прорези;

-отверстие для инструмента соосно с Выбрав строку с интересующим дугой проушины. представителем и нажав «Создать деталь» в После завершения построения эскиза меню «Семейство деталей», получим файл с происходит создание объёма с помощью готовой 3D моделью. Построение модели операции «Вытягивание». Эскиз происходит автоматически по выбранной вытягивается на величину толщины кольца строке размеров. Один файл с (рис. 2). параметрической моделью может хранить в Завершающей операцией создания себе информацию о геометрии десятков и модели является построение скруглений по сотен деталей своей группы.

всему контуру кольца. Для этого в Аналогично выполнено создание диалоговом окне команды «Скругление Авиационная и ракетно-космическая техника параметрических моделей деталей типов «втулка» и «пробка», относящихся к классу стандартных и нормализованных, а также «болт», «винт», «гайка» и «шайба», принадлежащих к классу деталей крепежа.

Детали отличаются большим разнообразием конструктивных элементов. Футорка имеет наружную резьбу и внутреннюю резьбу.

Среди футорок можно выделить различные типы, которые могут быть обобщены в один комплексный представитель (рис. 5).

Рис. 6. Комплексный представитель футорки Бурт L2 и проточка L3 присутствуют не во всех деталях группы. В таблицу параметров вносится информация не только о величинах размеров эскиза, но и о наличии конструктивных элементов. В поле таблицы вносится слово «yes», когда элемент нужно строить, и «no», когда данный элемент не требуется (рис. 7).

Рис. 7. Фрагмент электронной таблицы Единичная деталь получается методом исключения конструктивных элементов из комплексного представителя.

Для удобства работы с параметрической моделью создаётся второй лист Excel, на котором располагаются размеры, приведённые на чертеже и поясняющие рисунки. В Siemens NX для создания 3D модели методом вращения Рис. 5. Эскизы группы деталей удобно в качестве образующего профиля использовать только половину Футорки отличаются наличием осесимметричного эскиза. В этом случае конструктивных элементов: бурт шириной диаметральные размеры задаются от оси L2 и проточка шириной L3. радиусами.

Комплексный представитель явля- Пересчёт указанных на чертеже ется логическим объединением всех диаметров в радиусы производят на втором конструктивных элементов, встречающихся листе таблицы.

в группе деталей. Модель комплексного Для построения моделей используется представителя футорки показана на рис.6. первый лист. Примеры отдельных деталей группы и соответствующие им строки в таблице показаны на рис. 8.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Рис. 8. Электронная таблица и примеры деталей группы Обобщение геометрии группы деталей в комплексный представитель применено для создания деталей типов «муфта» и «пружина».

Детали более сложной геометрии не всегда могут быть сведены к комплексному представителю. Объединение всех конструктивных элементов группы в одну модель может приводить к конфликтам геометрии. Например, при пространственном наложение объёмов вырезаемого паза и наращиваемого объёма шлицов. Часто подобные случаи являются конструктивно необоснованными и технологически Рис. 9. Базовый представитель стакана невыполнимыми. При невозможности В базовый представитель включены построения комплексного представителя следующие конструктивные элементы:

выполнялось создание базового, построение корпус стакана, внутренний буртик для которого едино для всех рассматриваемых упора подшипника, наружный бурт с одним деталей и не связано с включением фланцем. Развивая базовый, можно получить конструктивных элементов, специфичных модели отдельных представителей группы.

для конкретных представителей группы.

После выбора строки в электронной таблице Базовый представитель является логическим с параметрами детали система NX пересечением всех конструктивных автоматически достраивает 3D модель по элементов встречающихся в группе деталей.

алгоритму, приведённому на рис. 10.

Единичная деталь получается методом добавления конструктивных элементов в базовый представитель.

На основе описанного подхода создана параметрическая модель семейства деталей типа «стакан». В стаканах обычно размещают подшипники фиксирующей опоры валов. Базовый представитель стакана показан на рис. 9.

Авиационная и ракетно-космическая техника а) б) в) Рис. 11. Вариант исполнения детали стакан Аналогичное скругление справа Edge_Blend (9) выполняется, когда бурт с фланцами отстоит от правого торца. На многих деталях присутствует внутренний паз Extrude (10) со скруглениями Edge_Blend (11). Окружное положение фланцев в большинстве случаев имеет регулярный шаг и выполняется функцией Pattern_Face (13).

Для расположения фланцев с различными угловыми шагами используются функции Pattern_Face (14) и Pattern_Face (15).

Наружная проточка Extrude (12) показана на Рис. 10. Алгоритм создания 3D модели стакана рисунке 11в.

У некоторых деталей группы Алгоритм описывает построение всех срезается часть материала с наружного бурта деталей, входящих в группу, и исключает и фланцев. Они имеют округлую Extrude (17) конфликты геометрии. Конструктивные или прямоугольную форму Extrude (20) и элементы: фаска на левом торце Сhamfer (5) выполняются по вспомогательным эскизам.

и скругление на стыке фланца и корпуса Деталь с прямоугольными вырезами слева Edge_Blend (6) выполняются только в приведена на рисунке 11б. Количество случае, если наружный бурт с фланцами фланцев может быть различно и задается отстоит от левого торца (рис. 11а). одним из параметров модели.

Созданная база параметрических 3D моделей даёт возможность резкого снижения трудоёмкости объёмного и плоского Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), геометрического моделирования за счёт анализа в среде CAE систем, возможность выбора из нее данных параметрических оптимизации конструкции на этой основе, моделей деталей с нужной конфигурацией и возможность осознанного формулирования, автоматическому изменению их размеров до назначения и уточнения технических требуемых значений. требований на сборку и изготовление Одновременно с этим повышается отдельных деталей.

качество процесса проектирования за счёт точного построения геометрии соединений, появляется возможность инженерного METHOD OF PRODUCER 3D PARAMETRIC MODELS OF SAMPLE PARTS IN SIEMNES NX © 2012 E. S. Goryachkin, A. I. Rjazanov, A. V. Urlapkin, L. A. Chempinskiy Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) We set methods of producer 3D parametric models of fastening parts and parts of transmission. Established of parametric 3D models makes it possible to reduce the complexity of three-D and planar geometric modeling by choosing the data of standart parametric models and sample parts with the desired configuration from the base and automatically change their size to the required values.

3D model, a family of parts, a spreadsheet, a comprehensive representative parametric model, construction element Информация об авторах студент, Самарский государственный Горячкин Евгений Сергеевич, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: evgeni0063@yandex.ru. Область научных интересов:

параметризация 3D моделей деталей.

Рязанов Александр Ильич, ассистент кафедры механической обработки материалов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: tr05@bk.ru. Область научных интересов: параметризация 3D моделей деталей.

Урлапкин Александр Владимирович, студент, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: sanchez163@bk.ru. Область научных интересов:

параметризация 3D моделей деталей.

Чемпинский Леонид Андреевич, кандидат технических наук, профессор кафедры производства двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: chempinskiy@mail.ru. Область научных интересов:

использование CAD/CAM/CAPP систем при подготовке специалистов для инновационного машиностроения.

Goryachkin Eugene Sergeevitch, student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: evgeni0063@yandex.ru. Area of research: parametrization 3D models of the details.

Ryazanov Alexander Iliich, junior member of teaching staff of «Mechanical processing material» department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: tr05@bk.ru. Area of research: parametrization 3D models of the details.

Авиационная и ракетно-космическая техника Urlapkin Alexandr Vladimirovitch, student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: sanchez163@bk.ru. Area of research: parametrization 3D models of the details.



Pages:     | 1 |   ...   | 4 | 5 || 7 | 8 |   ...   | 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.