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 |   ...   | 2 | 3 || 5 |

«В.Е. Гайдачук, А.В. Кондратьев НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ РАБОТА 2010 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ Национальный аэрокосмический ...»

-- [ Страница 4 ] --

1. Чисто экспериментальный. Сравнивают результаты испытаний на долговечность двух партий образцов, изготовленных лазерным раскроем и фрезерованием. Полученный результат однозначно определяет, насколько технология фрезерования по долговечности эффективнее технологии лазерного раскроя.

Однако при этом трудоемкость подхода оказывается весьма высокой, так как каждое изменение любого фактора, определяющего режим раскроя, потребует повторения полного цикла испытаний образцов.

2. Теоретико-экспериментальный. Эвристический анализ последствий исследуемого процесса лазерной резки приводит к заключению, что задача может быть существенно упрощена, если удастся разделить взаимосвязанные факторы причины снижения долговечности образцов материалов после лазерной резки и следствия (последствия) этого процесса.

Несомненно, факторами причины снижения долговечности являются параметры самого технологического процесса лазерной резки. Факторы последствия снижения долговечности – изменение свойств или формоизменение образцов материала в результате воздействия на этот материал параметров технологического процесса лазерной резки (факторов причины).

В качестве факторов последствия снижения долговечности установлены следующие факторы конкретного материала:

осредненная микротвердость ЗТВ H (20 )ЗТВ, МПа;

ширина (протяженность) ЗТВ t ЗТВ, мм;

средняя высота микронеровностей (гратов, заусенцев) hг, мм;

микротвердость исходного материала (в состоянии поставки) H (20 )0, МПа;

толщина образца материала t0, мм.

Первой особенностью приведенного перечня факторов является то, что два последних оказывают влияние на последствия лазерного реза – снижение долговечности, однако не представляет собой факторы этого процесса.

Второй особенностью перечня факторов последствия является их различная размерность, затрудняющая дальнейшую их формализацию в соответствующей математической модели.

Обе эти особенности представляется оправданным нейтрализовать конструированием трех взаимонезависимых факторов:

относительная осредненная микротвердость ЗТВ, отнесенная к микротвердости исходного материала H (20 )0 :

H (20 ) ЗТВ X 1 = H (20 ) ЗТВ = ;

(1) H (20 ) относительная протяженность ЗТВ, отнесенная к толщине образца материала t0 :

t X 2 = t ЗТВ = ЗТВ ;

(2) t относительная средняя высота микронеровностей, отнесенная к толщине образца материала t0 :

h X 3 = hг = г. (3) t При выявленных факторах (1) – (3), влияющих на долговечность, задача синтеза математической модели может решаться выбором множественной регрессии [8]. Функцию долговечности представляют в виде [8] k k k д = 0 + i X i + ij X i X j, (4) i =1 i =1 j = где 0 долговечность базового образца, за который принят образец, полученный фрезерованием;

д относительная долговечность образца, отнесенная к долговечности базового (фрезерованного) образца д лаз д =. (5) д фрез Принимая 0 = 1, получаем развернутую функцию для относительной долговечности образца материала при лазерном раскрое д = 1 + 1 X 1 + 2 X 2 + 3 X 3 + 11 X 12 + 12 X 1 X 2 + 13 X 1 X 3 +, (6) + 22 X 2 + 23X 1 X 3 + 33 X 32.

Таким образом, экспериментальному определению в общем случае подлежат девять коэффициентов регрессии. Для их определения необходимо девять партий образцов, испытанных на различных режимах лазерной резки, для которых должна быть определена долговечность. В результате получения девяти значений дi (i = 1, 2,...,9) при соответствующих значениях X 1i, X 2, X 3 (i = 1,2,...,9 ).

i i При этом максимальное значение д max из этих девяти значений, наиболее близко приближающееся к единице, определит собою и квазиоптимальный { } режим лазерной резки, обеспечивающий значения X 1k, X 2, X 3k opt. Здесь k k соответствует значению max.

k При этом для некоторых режимов лазерной резки образцов материалов возможны три частных случая:

1. Наличие ЗТВ X 1, X 2 и отсутствие видимых средних микронеровностей X 3 =0. При этом д = 1 + 1 X 1 + 2 X 2 + 11 X 12 + 12 X 1 X 2 + 22 X 22 (7) и для определения квазиоптимального режима лазерной резки необходимо пять партий образцов, испытанных на долговечность.

2. Отсутствие ЗТВ X 1 = X 2 =0 при наличии микронеровностей X 3 :

д = 1 + 3 X 3 + 33 X 32. (8) В этом случае для определения квазиоптимального режима лазерной резки необходимо две партии образцов, испытанных на долговечность.

3. Материал не теряет долговечности после лазерной резки:

X 1 = X 2 = X 3 = 0, д = 1. В испытаниях на долговечность нет надобности.

Анализ возможностей лазерных установок типа LATINO 2040 фирмы PRIMA INDASTRIA и им подобных, работающих в непрерывном и импульсном режимах, позволяет выделить следующие основные факторы (параметры), определяющие процесс лазерной резки [9]: скорость резки V p, м/мин;

мощность лазерного излучения W, Вт;

давление вспомогательного газа P, МПа;

диаметр сфокусированного пятна d f, мм.

Для импульсного режима к этим параметрам добавляются: частота следования импульсов, Гц;

длительность импульсов tи, мс;

редняя мощность излучения Wср, Вт.

Представлялось бы рациональным в целях общности рассматривать в качестве базового импульсный процесс лазерной резки.

Как и в случае факторов следствия лазерной резки, рассмотренных выше, необходимо ввести относительные безразмерные факторы. При этом каждый из таких факторов будем относить к наибольшему значению интервала (диапазона) регулирования того или иного фактора, допускаемого лазерной установкой:

– относительная скорость лазерной резки V y1 = p ;

(9) V p max – относительное давление вспомогательного газа ) Выбор оснований, к которым отнесены факторы, не принципиален, так как от него зависят только масштабы определяемых в дальнейшем коэффициентов регрессионной математической модели, по которым осуществляется переход к абсолютным значениям факторов.

P y2 = ;

(10) Pmax – относительная (средняя) мощность лазерного излучения Wср y3 = ;

(11) Wср max – относительный диаметр сфокусированного пятна df y4 = ;

(12) d f max – относительная частота следования импульсов y5 = ;

(13) max – относительная длительность импульсов t y5 = и. (14) tи max Каждый из этих факторов в той или иной степени влияет на все факторы последствия процесса лазерной резки X 1, X 2, X 3.

Так как количество факторов причины снижения долговечности достаточно велико ( y1,..., y6 ), использование регрессионной модели второго порядка, аналогичной (4), применительно к каждому относительному фактору X i opt (i = 1,2,3) n n n X i opt = 0 i + j y j + j y j y, (15) j =1 = j = где 0 i – значение i -го фактора базового образца, за который принят образец, полученный фрезерованием;

) X i opt – значение i -го фактора последствия лазерной резки, определенное при { д }max, практически невозможно, так как это потребовало бы определения всех коэффициентов i, ij, существенного увеличения количества образцов материала, а следовательно, и непомерного роста трудоемкости испытаний по затратам времени и средств.

В связи с этим ограничимся на данном этапе использованием вместо регрессионной модели (4) модели вида [8] 3 3 д = i X i + ij X i X j (16) i =1 i =1 j = и вместо (15) модели вида 3 3 X i opt = i yi + ij yi y j, (17) i =1 i =1 j = исключив из них коэффициенты 0, 0i, а также не учитывая факторы y4, y5 и y6, тем самым считая самым слабым влияние относительного диаметра сфокусированного пятна, а также факторы импульсного режима лазерной установки.

) 01 = 0, 0 2 = 0, так как у фрезерованных образцов ЗТВ отсутствует, 0 3 =1.

Математические модели фактора следствия (16) и причины (17) снижения долговечности образцов материалов в результате лазерной резки позволяют предложить следующий экспериментально-теоретический метод оптимизации параметров этого процесса по критерию максимальной долговечности.

Для реализации метода необходимо из системы девяти уравнений (16) при уже известных коэффициентах i и ij выбрать то, в левой части которого имеет { д }max.

место Для этой цели необходимо вырезать лазером девять партий образцов, соответствующих девяти параметрам режимов резки yik (i = 1, 2, 3), определив экспериментально для этих девяти партий девять значений X ik (i = 1, 2, 3), (k = 1, 2, 3), по формуле (17), представляющей собой систему с девятью неизвестными коэффициентами i и девяти уравнений ij (i = 1, 2, 3;

j = 1, 2, 3). Эти же партии образцов необходимо испытать на долговечность, определив д i. Подставив в систему уравнений (16) значения д i (i == 1, 2, 3) и ранее определенные значения X ik (i = 1, 2, 3) (k = 1, 2, 3) и решив систему (16), определим коэффициенты регрессии, ij.

Системы уравнений (16) и (17) с уже определенными в них коэффициентами могут использоваться для реализации предложенного экспериментально-теоретического метода оптимизации параметров режима {} лазерной резки по критерию максимальной долговечности дi max.) Выводы 1. Установлено, что причиной снижения долговечности материала образцов являются факторы (параметры) технологического процесса лазерного раскроя (в первую очередь скорость резания Vл, давление вспомогательного газа p и мощность лазера N ), которые обуславливают изменения факторов следствия этого процесса – микронеровностей hг, микротвердости в ЗТВ H (20 )ЗТВ и протяженности этой зоны t ЗТВ.

2. Предложена математическая модель снижения относительной долговечности образцов материалов в виде регрессионной зависимости второго порядка (16), связывающая относительную долговечность с относительными факторами последствия лазерного раскроя, каждый из которых связан структурно аналогичной регрессионной зависимостью с относительными факторами причины снижения долговечности (17).

3.Предложенные математические модели позволили реализовать экспериментально-теоретический метод прогнозирования снижения долговечности образцов материалов в зависимости от их свойств и режимов лазерной резки, который предшествует определению экономической эффективности рассматриваемого технологического процесса по одному из критериев, синтезированных в работе [10].

Список литературы Отметим, что соответствующие { дi } значения параметров yi, y j (i, j = 1, 2, 3) не являются ) max ( ) строго оптимальными, так как возможны промежуточные сочетания и X i yi, y, y i, y j j { } { дi }max. Проверку такой { }, приводящие к среди которых может существовать дi д i max возможности нетрудно сделать известными способами.

ПРИЛОЖЕНИЕ Пример экспериментальной НИР* Неравномерное распределение температуры в зоне расположения пакетов сотоблоков, как источник дефектов при высокотемпературной сушке В наших работах [90-91, 115-116] экспериментально изучено распределение температуры в аэродинамической печи и в зоне контейнера с расположенными в нем сотоблоками в процессе цикла их высокотемпературной обработки. Показано, что на участках плотной упаковки сотоблоков (без воздушного зазора) внутри плотной упаковки температура на 20 С ниже, чем это предусмотрено техническими условиями на техпроцесс. Рассмотрены физические и технические причины, вызывающие снижение температуры при плотной упаковке сотоблоков, и их влияние на качество сотоблоков.

Технологический процесс изготовления СЗ завершается пропиткой, сформированных после растяжки, блоков в жидком растворе (бофос + бакелитовый лак + этиловый спирт) и окончательной их термообработкой в аэродинамической печи, предназначенной для нагрева изделий больших габаритов [87].

Принцип работы аэродинамической печи состоит в нагреве изолированного внутреннего объёма при торможении воздушного потока, когда кинетическая энергия упорядоченного движения молекул переходит во внутреннюю энергию (температуру газа). Учитывая большие скорости движения газа в нагреваемом объёме печи и вихревой характер потока, сотоблоки не должны располагаться непосредственно в движущемся потоке, что может привести к их механической деформации. По техническим условиям для защиты блоков от механического разрушения пакет блоков размещается в закрытом прямоугольном шкафу, который устанавливается внутри объема аэродинамической печи.

На рис. 4.1 приведена фотография открытой камеры аэродинамической печи с контейнером в центре для установки блоков.

Подача горячего воздуха в объём печи осуществляется через щели в левом верхнем углу печи. При своём движении вдоль стенок камеры печи воздух тормозится за счёт сил трения, нагревая при этом внутренние стенки камеры печи и наружные стенки контейнера с панелями. Вентилятор через круглую решетку на правой стенке аэродинамической печи производит забор воздуха из объема аэродинамической печи и подает его, ускоряя, под рубашку. Этот ускоренный поток, тормозясь в пространстве под рубашкой, нагревает внутренние стенки камеры печи и вновь выходит в объем камеры.

На первом этапе исследовалась равномерность распределения температуры в пустом контейнере для сотоблоков. Измерение температуры проводилось четырьмя платиновыми термосопротивлениями (ПТС) и одной хромель-капелевой (ХК) термопарой, расположенными в разных точках внутри контейнера и в камере печи. Несовпадение показаний датчиков температуры в разных точках пустого контейнера в диапазоне температур 20…190 С не превышало 3 С.

На следующем этапе исследовалось распределение температуры в контейнере, который был загружен сотоблоками при прохождении всего цикла * Приводится часть одного из разделов кандидатской диссертационной работы М.В. Сливинского [20] высокотемпературной сушки блоков. Схема расположения блоков внутри контейнера приведена на рис. 4.2.

1 5 1 2 4 5 6 7 1 8 Рис. 4.2. Схема расположения сотоблоков и датчиков температуры в аэродинамической печи: 1 – Рис. 4.1. Камера термопара ХК;

2 – платиновое термосопротивление аэродинамической печи с контейнером ПТС;

3 – ПТС среди сотоблоков с плотной упаковкой;

для сотоблоков 4 – ПТС контроля температуры в контейнере;

5 – ПТС среди сотоблоков, установленных с зазором 25 мм;

6 – контейнер с сотоблоками;

7 – камера печи;

8 – вентилятор аэродинамической печи В контрольном эксперименте высокотемпературной сушки все блоки имели одну толщину 20 мм. Как видно, большинство сотоблоков установлено с зазором между ними 25 мм. Лишь группа из четырех сотоблоков 9, 10, 11, установлена плотно без зазора. Такое же плотное поверхностное прилегание имело место между блоками 8, 18 и 17, 18. На этой же схеме позициями 1, 2, 3, 4, 5 указаны положения термодатчиков для контроля температуры. Хромель капелевая управляющая термопара 1 располагалась внутри объёма печи вне шкафа с панелями. Рядом с ней (поз. 2) установлено платиновое термосопротивление для контроля показаний управляющей термопары 1.

Остальные три ПТС установлены в позициях: 3 – в середине плотного пакета из четырех сотоблоков, между панелями (10…11);

4 – в свободном пространстве шкафа с панелями и 5 – в зазоре между панелями (1 – 2).

По показаниям управляющей термопары 1 осуществляется регулировка температурного режима в аэродинамической печи в процессе сушки за счёт включения и выключения двигателя вентилятора.

Технологический процесс высокотемпературной обработки сотоблоков предполагает постепенный ступенчатый подъём температуры в диапазоне температур от 20 С до 190 С по режиму, представленному на рис. 4.3. Как следует из рисунка, режим обработки блоков СЗ состоит из восьми временных участков, которые отличаются как температурой, так и длительностью выдержки сотоблоков при этой температуре.

На первом временном участке І идет подъем температуры от 20 С до 85 С при постоянно работающем двигателе вентилятора. Температура в печи при этом регистрируется одновременно термопарой 1 и термосопротивлением 2.

Скорость возрастания температуры внутри аэродинамической печи определяется теплоёмкостью печи и подводимой тепловой энергией. Точность измерения температуры управляющей термопарой 1 контролировалась показаниями платинового термосопротивления ПТС 2. Все термосопротивления предварительно прошли калибровку. Как видно на графиках рис. 4.3 совпадение показаний термодатчиков 1 и 2 достаточно хорошее на всём участке подъеме температуры (20…85)С. Показания остальных термодатчиков 3, 4, установленных внутри контейнера на временном участке І отстают от температуры снаружи контейнера (термодатчики 1 и 2). Это связано с наличием достаточно большой теплоёмкости у металлического контейнера вместе с сотоблоками, а также с процессом испарения растворителя из состава пропитки, понижающими температуру внутри сотоблоков.

Обращает на себя внимание показания датчика температуры 3. Этот термодатчик расположен среди пакета сотоблоков, установленных плотно без зазора, и показывает, что температура внутри пакета сотоблоков 9, 10, 11, 12 на 20С ниже на всём временном интервале подъёма температуры І. Заметим, что наружные стороны сотоблоков 9 и 12 при этом находятся при температуре на 15…20 С выше, на что указывает термодатчик 4. Разница между температурами в контейнере (ПТС 4) и внутри, плотно упакованного пакета сотоблоков (ПТС 3) увеличивается при подъёме температуры в печи в диапазоне температур (20…85) С соответственно на (0…20) С. По нашему мнению это отставание температуры в точке 3 связано не только с собственной теплоёмкостью контейнера вместе с сотоблоками, но и с процессом испарения растворителя из слоя пропитки, которое увеличивается с повышением температуры внутри контейнера Рис. 4.3. Показания термодатчиков в аэродинамической печи ысокотемпературной сушки сотоблоков: 1 – термопара ХК;

2 – платиновый термометр сопротивления (ПТС), установленный вне контейнера рядом с термопарой ХК;

3 – ПТС, установленный среди плотно упакованных сотоблоков;

4 – ПТС, установленный в свободном пространстве контейнера с сотоблоками;

5 – ПТС, установленный между редко расположенными сотоблоками с зазором 25 мм ПРИЛОЖЕНИЕ Пример методической НИР [21] МЕТОДИКА ПРЕДЭСКИЗНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАНЕЛЬНЫХ КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ТРУБЧАТЫМ ЗАПОЛНИТЕЛЕМ В последние годы в практике зарубежного и отечественного авиастроения широко применяются панели различных створок, щитков и других агрегатов, типовыми конструктивно-технологическими решениями (КТР) которых являются трехслойные конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ) с тонкими обшивками, подкрепленными трубчатым заполнителем (ТЗ), фрагмент которых показан на рис. 1 [1 - 2]. Такие КТР имеют массу на уровне конструкций с сотовым заполнителем, но более технологичны за счет реализации интегральной сборки, обеспечивают больший ресурс в эксплуатации вследствие малого количества непроклеев и других производственных дефектов, обладают высокой прочностью и жесткостью.

Рисунок 1 – Фрагмент КТР панельной трехслойной авиаконструкции с трубчатым заполнителем Точные расчетные схемы (РС) панельных конструкций с дискретными закреплениями для их проектирования практически отсутствуют, а перспектива их создания видится в использовании компьютерных технологий и пакетов программ, реализующих метод конечных элементов (МКЭ) [3 - 4]. В связи с этим на практике конструкторы всегда использовали и продолжают использовать для эскизного проектирования таких агрегатов интуитивно выбираемые приближенные РС в виде различного рода стержневых (балочных) систем, в последующем расчленяемых на отдельные балки.

После выбора квазиоптимальных геометрических параметров таких стержней, обеспечивающих их несущую способность при заданных нагрузках при минимальной массе, поверочный расчет исходной панельной конструкции выполняется в настоящее время одним из стандартных пакетов МКЭ с последующей корректировкой геометрии сечений при обнаружении локальных зон, в которых не обеспечена прочность или жесткость [5].

Основным недостатком идеи перехода РС панели к системе балок является пренебрежение их связями, т.е. нарушение закона совместности деформаций, которое может привести к существенным ошибкам в выборе проектных параметров конструкции, выявляемым только на стадии поверочного расчета.

Другим недостатком РС системы балок является довольно произвольный их выбор и слабое обоснование того или иного варианта, каковых обычно можно предложить довольно много.

В качестве примера на рис. 2 показана прямоугольная в плане панель с шомпольным шарнирным соединением вдоль оси Х и двумя дискретными шарнирными опорами, нагруженная равномерной распределенной поперечной нагрузкой p.

Панель имеет трехслойную структуру с заполнителем в виде трубок, ориентированных по одному из направлений Х или Z. В результате анализа геометрических параметров конструктивных элементов панели по массе необходимо установить оптимальное (рациональное) направление трубчатого заполнителя (ТЗ).

Рисунок 2 – Исходная панель:

1, 2 – дискретные шарнирные опоры На рис. 3 показан ряд возможных вариантов замены исходной панели РС балок или балочных систем. К ним можно было бы добавить, например, окантовывающие балки, всегда имеющие место в реальных конструкциях. Кроме того, возникают подварианты к каждой из показанных на рис. 3 РС, касающиеся интерпретации погонных нагрузок на балки вариантов а - г. Так, для варианта а всю распределенную нагрузку можно приложить к двум продольным балкам поровну, или нагрузить эти балки только частью распределенной нагрузки, приходящейся на их условную ширину а. То же относится и ко всем остальным вариантам.

Априори обоснованно установить наиболее «точный» вариант РС едва ли представляется возможным. Поэтому окончательно выбранному варианту, видимо, должен предшествовать расчет каждого варианта с последующей проверкой их точности путем сравнения с расчетом исходной панели по напряжениям и перемещениям, определенным МКЭ, реализуемым одним из стандартных пакетов.

Такая проверка является необходимой, но не достаточной, так как при расчете МКЭ придется конструировать математические модели для представления приведенных значений пределов прочности при растяжении (сжатии) и сдвиге и физико-механических характеристик (ФМХ) ТЗ в ортогональных направлениях: вxТЗ, вyТЗ, вxzТЗ, вxyТЗ, модулей упругости E xTЗ, E yTЗ, E zTЗ, модулей сдвига GxyTЗ, GxzTЗ, G yzTЗ, а также коэффициентов Пуассона xy, xz, yz.

а б в г Рисунок 3 – Варианты замены исходной панели РС балок и балочных систем:

а – выделены две балки в направлении оси Z на двух шарнирных опорах 1 и 2 ;

б – выделена одна балка в направлении оси X на двух шарнирных опорах 1 и 2;

в – выделены три балки вариантов а и б, объединенные в систему;

г – к системе варианта в добавлено две поперечные балки с условными мнимыми упругими опорами и 4 на продольных балках варианта а Перераспределение внешней поверхностной нагрузки будем p осуществлять исходя из постоянной для всех балок системы ширины а, которая определяется из равенства площади поверхности панели площади поверхности всех заменяющих балок, т.е.

n n ( nz A а + nx B a ) z x a 2 = A B, (1) где n z – число балок в направлении оси Z ;

nx – число балок в направлении оси X.

Решая уравнение (1) относительно а, получим 2 A nz + B nx A2 nz + B 2 nx. (2) a= nx nz Погонное усилие на каждую балку q определится как произведение поверхностной нагрузи p в на ширину a :

q = pв а. (3) Далее необходимо рассматривать выделенные в той или иной РС балки под действием погонной нагрузки q.

Для демонстрации предлагаемой методики предэскизного проектирования панели остановимся на РС, показанной на рис. 3, в, в которой выделяется всего три балки двух типов: две в направлении оси Z ( nz = 2) - балки первого типа, и одна – в направлении оси X ( nx = 1) – балки второго типа. Размеры балок первого и второго типов показаны на рис. 4. На рис. 5 и 6 показаны эти балки под нагрузкой q.

Рисунок 4 – Подкласс рассматриваемой Рисунок 5 – Балка первого типа панели Из рис. 5 и 6 видно, что балка первого типа является частным случаем балки второго типа, к которому приходим при В1 = 0.

Поэтому для определения действующих на балку изгибающих моментов М и перерезывающих сил Q рассмотрим балку второго типа, введя обозначение В1 = с, В2 = l и В-В1-В2 = b.

Тогда реакции в опорах А и В соответственно будут иметь вид:

[ ] q V A = 2l (c + l ) b ;

2 (4) [ ] V = q (l + b )2 c 2.

B 2l Перерезывающие силы Q и изгибающие моменты М на участках балки 1, и 3 будут:

Q1 = qx при 0 xc;

[ ] q 2 xl + b 2 (c + l ) при с x(c+l);

Q2 = 2l Q3 = q( x c l b ) при (с+l) x (c+l+b);

qx M1 = при 0 xc;

(5) qx M2 = V A ( x c ) при с x(c+l);

qx M3 = V A ( x c ) VB ( x c l ) при (с+l) x (c+l+b).

Эпюры перерезывающих сил Q и изгибающих моментов М показаны на рис. 7. Отметим, что при с = b зависимости (4) – (5) и эпюры (рис. 7) обращаются в приведенные в работе [7], а при с = 0 – в соответствующие зависимости и эпюры балки с одной консолью того же источника [7].

Рисунок 7 – Эпюры перерезывающих Рисунок 6 – Балка второго типа сил и изгибающих моментов в балке второго типа Соответствующие этим участкам прогибы, равные f1, f2, f3, наиболее просто определяются с помощью теоремы Кастильно [8].

Максимальный прогиб для балки первого типа (с = 0 и f(1) = 0 ) f max) = max( f ( 2 ), f ( 3 ) ), ( (6) где верхний индекс (1) обозначает тип балки, а нижние индексы (1), (2) и (3) – участок балки, на котором найден прогиб.

Максимальный прогиб балки второго типа f max) = max( f ( 1 ), f ( 2 ), f ( 3 ) ).

( (7) Для ограничения изгибной жесткости панели следует принять неравенство { } f max = max f max), f max) [ f ], (1 ( (8) где [ f ] - допустимое значение прогиба панели.

Максимальные напряжения в балках первого и второго типов определяются по известным формулам сопротивления материала:

M Q max = max ;

max = max ;

W Fсдв (9) M max = max{M A, M l, M B } ;

Qmax = max{Q A, Q B }, где W, Fсдв – момент сопротивления и площадь сдвига балок.

Конкретные значения параметров, входящих в формулы (9), зависят от величины нагрузки q и геометрических размеров балки первого и второго типов.

Для балки первого типа следует в формулах (4) – (9) положить c = 0,l = A1,b = ( A A1 ),V A = R A1 ),VB = RB1 ) ;

( ( max = Z max, M max = M Z max,W = W X ;

(1) (10) max = yz,Q = max yz, Fсдв = Fсдвxy, (1) где W X и Fсдвxy зависят от направления оси ТЗ в балке второго типа.

Для балки второго типа следует в формулах (6) – (20) принять c = B1,l = B2,b = ( B B1 B2 ),V A = R A2 ),VB = RB2 ) ;

( ( max = Z max, M max = M Z max,W = WZ ;

(2) (11) max = yx,Q = max yx, Fсдв = Fсдвzy.

(2) Для вычисления прогибов в балке первого типа необходимо принять E0 = E0 Z – модуль упругости обшивки в направлении оси Z.

Момент инерции сечения балки в зависимости от направления оси ТЗ:

- при ориентации ТЗ вдоль оси Z (1 h J XII) = W XII) ( ;

(12) - при ориентации ТЗ поперек оси Z h J X1 = W X 1 ) () ( ;

(13) Для балки второго типа необходимо принять E0 = E0 X – модуль упругости обшивки в направлении оси X и соответственно:

- при ориентации ТЗ вдоль оси Z (1 h J ZII ) = J XII) = W XII) (2 ( ;

(14) - при ориентации ТЗ поперек оси Z h J Z 2 ) = J X1 = W X 1 ) ( () (, (15) где тр ( h 0 тр )2 h 0 тр Eтр W XII = a 0 ( h 0 ) + 1 + (1), h E0 Z 3t или приближенно при тр 0 h h Eтр h Eтр W XII) a 0 ( h 0 ) + тр ( h 0 )1 + a 0 h + тр h 1 + (.(16) 3t E0 Z 3t E0 Z Аналогично получим W X1 = a 0 (h 0 ) ;

WZII ) = W XII) ;

WZ(1) = W X1.

() (2 (1 () (17) Eтр W XII ) ( Однако в формуле для определения в соотношении E необходимо заменить E0 Z на E0 X.

Площади сдвига в формуле (9) для балки первого типа:

- при ориентации ТЗ вдоль оси Z a Fсдвxy = 2 ТЗ h, (1) (18) t a где – число трубок в ширине балки а;

t - при ориентации ТЗ вдоль оси Х принято, что на сдвиг работают только удвоенная толщина ТЗ на шаге t.

Тогда t Fсдвxy = 2 ТЗ a, (1) (19) A где 2 ТЗ a – площадь сдвига, приходящаяся на шаг t трубчатого заполнителя;

t A – количество площадей сдвига, приходящихся на длину балки А.

Соответственно площадь сдвига для балки второго типа:

- при ориентации ТЗ вдоль оси X a FсдвzyII = FcдвxyII = 2 ТЗ h ;

(2) (1) (20) t - при ориентации ТЗ вдоль оси Z в пределах гипотезы, принятой выше для (2), получим Fсдвxy t Fсдвzy = 2 ТЗ a, (2) (21) B t где B – количество площадей сдвига, приходящихся на длину балки В.

Отметим, что формулы (33) – (35) справедливы только при весьма качественной склейке ТЗ между собой в панели, как это должно обеспечиваться в интегральных конструкциях.

Прочность соответствующих балок на сдвиг следует определять по критерию Q max = вКМ. (22) Fсдв Выбор проектных параметров панели будем проводить по следующему алгоритму.

Сначала полагаем, что ТЗ ориентирован вдоль оси Z. Запишем M ( 1 ) ZII = max вz, (23) W XII где вz – предел прочности ПКМ обшивки в направлении Z. Из формулы (16) следует, что W XII является функцией параметров:

W XII = 1 { 0 II,hII, трII,t II, Eтр, E0 Z }, (24) где индексы II означают, что соответствующие параметры выбраны при ориентации ТЗ вдоль оси Z. Исходя из (24) неравенство (23) можно записать как ( 1 ) ZII = 1 { 0 II,hII, трII,t II, E тр, E0 Z } вZ.

(25) Аналогично с учетом того, что W X 2 ) = 2 { 0 II,hII } ( (26) (1) (2) и параметры F иF определяются формулами (20) и (21) соответственно, сдвzy cдвxyII а максимальный прогиб fmax зависит от параметров 0,h, тр,t, Eтр, E0 Z, можно записать X2 = 2 { 0 II, hII } вх ;

yzII = 3 { IIТЗ, hII, t II } вyz ;

() (1) (27) yz = 4 { IIТЗ, t II } вyx ;

f max = 5 { 0 II, hII, трII, t II, E тр, E 0 Z } [ f ].

( 2) При ориентации ТЗ по оси Х выражения (27) лишь поменяются местами:

Z1 = 1 { 0, h } ;

xII) = 2 { 0, h, тр, t, Е тр, Е 0 Х } ;

() ( yz) = 3 { ТЗ, t } ;

yz) = 4 { ТЗ, h, t } ;

(1 ( (28) f max = 5 { 0, h, тр, t, E тр, E 0 Z }, или наоборот в зависимости от расположения fmax.

Итак, имеем шесть независимых неравенств (25) – (28), в которые входят или 6 неизвестных в зависимости от типа балки, на которой расположен fmax.

Седьмой неизвестной может быть Е0Х. В качестве дополнительных (вспомогательных) условий для анализа возможности разрешения системы неравенств (25) – (28) можно добавить следующие:

1. Одно из первых двух неравенств системы (26) может быть обращено в равенство. Очевидно, это должно быть то из них, в котором действующее напряжение больше. По-видимому, это (X2), так как момент сопротивления W X 2 ) WZII ), из чего следует, что (X2) может быть принято равным вх.

( ( 2. ТЗ обычно формируют на оправках намоткой полуфабриката ПКМ из однонаправленной ленты под углами ±450. Обычно за редким исключением для ТЗ достаточно одной пары монослоев. Таким образом, толщина ТЗ и его модуль упругости Етр в первом приближении оказываются известными.

3. Максимальная перерезывающая сила в балке второго типа априори больше, чем в балке первого типа. Тогда имеется основание неравенство для (yz2) системы (28) заменить равенством: (yz2) = вyx.

4. Пределы прочности ПКМ и его модули упругости зависят от схемы армирования – структуры ориентации монослоев полуфабриката. В общем виде схема армирования из монослоев ПКМ чаще всего имеет вид ( 0 0,±450,90 l0 )s, (29) m n где m, n, l – число монослоев, ориентированных в соответствующем направлении (±450 – рассматривается как один монослой двойной толщины);

s – число кратности слоев данной структуры.

Для панели, нагруженной поперечной равномерной нагрузкой представляется оправданным в первом приближении принять схему армирования с параметрами: m=l=1, n=1, s=1.

Тогда согласно [9] можно принять в 0 + ± 450 + в 900 Е 0 + Е ± 450 + Е в вZ = = вХ ;

Е 0 Z = = Е0 Х ;

4 4 (30) в 0900 + в ± 450 G0900 + G± вxy = = вyz ;

G xy = = G yz.

4 5. При допущениях п.4 получим Q (y 2 ) B Q (y 2 ) = вyx.

max max = = (2) (31) yx 2 трII at II (2) Fсдвxy Откуда Q (y 2 ) B max t=. (32) 2 трII a вyx 6. Первое равенство системы (27) запишем как M (2) M max) ( (X2) = (max = = вХ = вZ. (33) W X 2 ) a 0 II ( hII 0 II ) Откуда M max) ( + 0 II.

hII = (34) a 0 II вХ 7. Рассмотрев неравенство (25) в развернутом виде, запишем (1) (1) M max M max ZII = ( 1 ) = вZ, (1) (35) hII Eтр W XII a( 0 II hII + трII hII 3t Е ) II 0 Z где все параметры известны, следует проверить только его выполнение.

В случае невыполнения (35) в первую очередь следует осуществить его коррекцию, увеличивая hII. При увеличенном hII первое неравенство системы (26) будет выполняться именно в этом статусе, а не в виде неравенства, как было принято выше.

8. Остается проверить последнее неравенство системы (26). Это неравенство имеет вид { } f max = max f max), f max) [ f ], (1 ( (36) где максимальные прогибы балок первого и второго типов могут быть эффективно и наиболее просто уменьшены в случае его нарушения за счет увеличения момента инерции, что в первую очередь возможно увеличением hII.

После установления неизвестных, удовлетворяющих неравенствам (25) – (27), необходимо определить массу панели трII hII mZII = 2 AB KM 0 II + трII. (37) t II После этого проводится выбор проектных параметров по приведенному выше алгоритму при ориентации ТЗ вдоль оси Х панели и определяется ее масса тр h mZ = 2 AB KM 0 + тр. (38) t Весовую эффективность панели можно определить соотношением трII hII 2 AB KM 0 II + трII t II mZII.

mZ = = (39) тр h mZ 2 AB KM 0 + тр t Дальнейшая проверка результатов предэскизного проектирования панельных конструкций из ПКМ должна проводиться в пакете МКЭ.

Список использованных источников ПРИЛОЖЕНИЕ Пример историко-биографической НИР [32] О.К.Антонов у истоков студенческого конструкторского бюро ХАИ и научной школы по проблемам создания авиаконструкций из композиционных материалов.

В статье вскрыта роль Генерального конструктора О.К. Антонова в становлении и развитии конструкторского бюро ХАИ и формировании научной школы по проблемам внедрения композиционных материалов в авиационную технику.

Ключевые слова: О.К. Антонов, студенческое конструкторское творчество, композиционные материалы, формирование научной школы.

В истории Харьковского авиационного института было немало ярких личностей, сыгравших знаковую роль в его становлении и развитии как учебно научного центра, известного и признанного подготовкой высококвалифицированных специалистов отрасли, а также научными школами в различных сферах актуальных проблем авиадвигателестроения и ракетно космической техники. Роль этих личностей в определенной (скорее скромной) степени отражена в очерках истории ХАИ, посвященных его юбилейным датам [1-3]. В числе этих личностей достойное место принадлежит Генеральному конструктору, академику Олегу Константиновичу Антонову, 100-летие со дня рождения которого отмечается научной общественностью в текущем году.

С 1977 по 1984 год О.К.Антонов являлся заведующим кафедрой самолетов ХАИ. В этот период начался новый этап развития учебно-лабораторной базы кафедры, стало воплощаться в жизнь внедрение в учебный процесс антоновской школы конструирования самолетов. Для студентов открылись широкие возможности изучения авиационной техники в динамике ее развития, резко возросло число реальных проектов, выполняемых по заданию ОКБ О.К.Антонова.

Увеличилось и количество НИР, выполняемых учеными и научными коллективами ХАИ в интересах фирмы в рамках хоздоговоров, результаты которых внедрялись непосредственно в самолетах марки АН.

Эта сторона многогранного вклада О.К.Антонова в успехи ХАИ нашла свое отражение в ряде публикаций, содержащихся в[1-3], а также статьях [4-7] и др.

Менее известна роль Олега Константиновича в развитии студенческого творчества и его перманентной трансформации в только еще формирующееся в тот период новое научное направление — создание авиационных конструкций из композиционных материалов Эти два аспекта реализовались Олегом Константиновичем вначале последовательно, с перманентным перерастанием студенческого творчества в научные исследования, расширяющиеся вширь и вглубь, а затем – параллельно с постоянной поддержкой одного и другого.

Представляется оправданным рассмотреть эти аспекты в историческом контексте.

Более чем за двадцать лет до того, как О.К.Антонов возглавил кафедру ХАИ и стал уважаемым всеми членом профессорско-преподавательского коллектива ХАИ, состоялось первое знакомство тогда еще Главного конструктора со студентом ХАИ Валерием Решетниковым, переросшее в многолетнюю личную дружбу, явившуюся началом знаковых событий в истории ХАИ.

Этих двух людей разного возраста и статуса объединила страстная любовь к авиации, желание посвятить свою жизнь созданию новых самолетов, помноженное на творчество и дерзание.

Как и Олег Константинович в свои юные годы, Решетников ещё до поступления в ХАИ проектировал и пытался строить в домашних условиях планер собственной конструкции. Это был целеустремленный, фанатично влюбленный в авиацию юноша с природными организаторскими способностями и, несомненно, даром конструктора, о котором спустя много лет бывший активный участник Студенческого конструкторского бюро ХАИ, на протяжении всех лет учебы работавший под руководством В. Решетникова, Д.С. Кива, уже будучи заместителем Генерального конструктора Авиационного научно технического комплекса (АНТК им. О.К. Антонова), вспоминал: «Сегодня, спустя четыре десятилетия со дня образования студенческого КБ я хотел бы сказать, что Валерий Решетников – выдающийся человек, талантливейший конструктор, самородок, которого любил и уважал О.К. Антонов. Надо сказать, что Олег Константинович всегда интересовался работой СКБ и содействовал реализации студенческих разработок. И было чем интересоваться. Ребята, которые в то время объединились в КБ, создали очень дружный коллектив, в котором каждый в силу своих возможностей самоотверженно работал».

Уже всемирно известный авиаконструктор, по-видимому, увидел в В.

Решетникове себя в свои юные и молодые годы, описанные им в книге в [8] и публикациях о нем в[9-10].

Студенты-энтузиасты играли значительную роль уже в период становления ХАИ с 1931 года. Все самолеты марки «ХАИ», начиная со знаменитого «ХАИ-1», проектировались студентами под руководством талантливого авиаконструктора заведующего кафедрой конструкции самолетов, Иосифа Григорьевича Немана и других опытных преподавателей и инженеров.

Эти славные страницы истории ХАИ нашли отражение в [1-3], и более подробное в [11-12]. Об И. Г. Немане А. Н. Туполев сказал: «Новаторские конструкторские решения новых типов самолетов марки ХАИ сыграли значительную роль в развитии отечественного самолетостроения. Имя руководителя этих работ Иосифа Григорьевича Немана принадлежит истории советской авиации » [12].

Начиная же с В. Решетникова, концепция создаваемого самолета, его идеология, пожалуй, впервые принадлежали не опытному руководителю преподавателю, а студенту. Этот принципиально важный факт стал определяющим в дальнейшем развитии студенческого конструкторского творчества в ХАИ.

Именно этот подход приветствовался и всемерно поддерживался О.К.

Антоновым как в начальный период создания первого послевоенного самолета «ХАИ-17», так и во все последующие годы.

В ненавязчивых советах и рекомендациях О. К. Антонова четко усматривается прямая аналогия принципа Гиппократа «Не навреди!», перенесенного с физического здоровья личности на ее творческий потенциал, морально-этический аспект.

Конечно в процессе разработки проекта «ХАИ-17» студенческому коллективу, руководимому В. Решетниковым, оказывалась консультативная помощь со стороны преподавателей ХАИ доцентов Л.Д. Арсона, П.В. Дыбского, С.И.Кузьмина, но это были именно консультации по конкретным, узким вопросам.

Неоценима помощь О.К.Антонова на заключительной стадии создания самолета «ХАИ-17», строительство которого в период производственной практики по его инициативе велось непосредственно в цехе ОКБ.

Здесь важным представляется два фактора. Первый состоит в том, что Олег Константинович имел возможность постоянного активного присутствия на протяжении всего периода строительства самолета.

Второй связан с тем, что самолёт был цельнодеревянной конструкции, а отечественный опыт деревянного самолётостроения к этому времени был уже в значительной степени утрачен, да и кондиционные материалы (фанера и авиационный брус) стали острым дефицитом. В ВУЗе уже этому не учили. А в ОКБ О.К. Антонова не только сохранились высококачественное производство деревянных макетов агрегатов самолётов и оснастки, но и имелись сами кондиционные материалы, предоставляемые студентам-энтузиастам безвозмездно. Плюс к этому наличие опытных специалистов и рабочих, умеющих работать с древесиной и передать свой опыт. Кстати, большинство студентов, участвующих в строительстве самолёта, были авиамоделистами, что существенно способствовало усвоению этого опыта, ведь менялся только масштаб изделия. Самолёт «ХАИ – 17» был построен за два месяца и доставлен в Alma Mater.

С него началась яркая история Студенческого конструкторского бюро, созданного на базе инициативной группы легкомоторной авиации, возглавляемой В. Решетниковым, в 1959 году. Уже в первые годы существования СКБ были созданы самолёты «ХАИ - 19», «ХАИ – 20», аэросани, аппараты на воздушной подушке «АВП - 1», «АВП - 2», «АВП - 3», «АВП - 4» и это было только началом.

Сегодня возраст СКБ приближается к первому официальному юбилею – 50-летию, да и число летательных аппаратов, созданных за эти годы близко к 50.

Жизнь показала, что те, кто прошел школу СКБ, - это люди, которые выросли профессионально, стали талантливыми инженерами, учеными, крупными специалистами своего дела. У каждого жизнь сложилась по - разному, но, тем не менее, ни один из них не относился к делу формально, отбывая на работе положенное время. СКБ дало многое: знания, опыт, веру в свои силы, которые помогают нам все эти годы в работе.

Школу СКБ прошли Лауреаты Государственной премии Украины, Заслуженные деятели науки и техники Украины, доктора технических наук, профессора: и.о. Генерального конструктора АНТК «Антонова» Д.С. Кива, Генеральный директор Государственной самолетостроительной корпорации «Национальное объединение «Антонов», Герой Украины А.К. Мялица, ректор ХАИ В.С. Кривцов, Первый проректор Я.С. Карпов и многие – многие другие талантливые конструктора и ученые, широко известные за пределами Украины.

Уже первый состав СКБ 1962 года в известной мере компенсировал вложенный О. К. Антоновым труд в воспитание достойной смены высококвалифицированных конструкторов ОКБ прошедших школу творчества в ХАИ. В коллектив фирмы влились скабовцы Л. Стариков, А.Гонтарь, А.

Кундиревич, Ю. Криков, В. Серебряков, А. Курилюк, И.Тимохина (Старикова), Н.

Малиновская (Курилюк). Потом были последующие пополнения ОКБ: в 1964 году на фирму пришел ныне Генеральный Конструктор Д. С. Кива. Эти и другие специалисты вскоре вписались в дружный коллектив ОКБ и на протяжении десятилетий на различных должностях вносили (а многие вносят и по сей день) весомый вклад в создание самолетов марки Ан.

Несмотря на то, что организатор и первый руководитель СКБ ХАИ В Решетников покинул Alma Mater в 1964 году, творческие связи с ОКБ и лично с Олегом Константиновичем продолжались и усиливались.

В становлении и развитии студенческого творчества в СКБ ХАИ трудно переоценить заслуги О.К. Антонова.

Однако принципиально важным представляется и еще один аспект непосредственной роли О.К. Антонова в перманентной трансформации конструкторской деятельности студенчества в науку.

Уже в 1964 году Олег Константинович обратил внимание на большое будущее в авиации композиционных материалов, в то время их наиболее осваиваемого класса – стеклопластиков. В самом ОКБ были свои скептики и энтузиасты внедрения композитов, нужны были свежие силы, на которые можно было бы положиться и Олег Константинович делает ставку на идейно вскормленное им СКБ ХАИ, на синтез творчества и науки. Так появляются сперва закрылки его любимого детища- самолета АН-2 из стеклопластиков [14], рожденные в студенческом коллективе, а уже в 1968 году - первый в Советском Союзе крупногабаритный авиационный агрегат-фюзеляж самолета АН-2М из стеклопластиков[15 - 16], а параллельно развивается и новое научное направление-разработка научных основ проектирования, расчета и технологии производства авиаконструкций из полимерных композиционных материалов (КМ). [17 – 18].

Сегодня научная школа ХАИ по проблемам создания эффективных конструкций авиакосмической техники из полимерных КМ и ее результаты, полученные в тесном научно-техническом сотрудничестве с АНТК „Антонов”, ЦАГИ, ВИАМ, УкрНИАТ, УкрНИИТМ, а также с рядом авиастроительных фирм и вузов, широко известны за пределами Украины. В активе школы монографии и учебники, свыше 80 кандидатских и 8 докторских диссертаций, Государственная премия в области науки и техники Украины, почетные звания Заслуженных деятелей науки и техник Украины, сотни специалистов, подготовленных в ХАИ по специальности „Проектирование и производство авиаконструкций из КМ” и многие другие результаты.

Но за всем этим стоит мудрое предвидение Олега Константиновича Антонова, его светлый образ Конструктора от Бога, Ученого, Человека.

Литература ПРИЛОЖЕНИЕ Пример описательной НИР [31] СОТОВЫЕ КОНСТРУКЦИИ В САМОЛЕТАХ АНТК ИМ. АНТОНОВА: ОПЫТ ПРМЕНЕНИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ Приводятся сведения о положительных и отрицательных аспектах применения трехслойных сотовых конструкций в самолетах АНТК им. Антонова и об опыте их эксплуатации в течении более чем 30 лет.

Одним из первых опытов применения крупногабаритных сотовых конструкций в изделиях «АН» было создание трехслойных створок входного люка самолета Ан-28 с углепластиковыми обшивками.

Более широкое применение сотовые конструкции получили в самолете Ан 72, в котором масса конструкций из полимерных композиционных материалов (ПКМ) составила 980 кг и площадь 250 м2.

Конструкции с сотовым заполнителем являются одной из разновидностей слоистых конструкций и представляют собой сочетание двух или более обшивок и сотового заполнителя, расположенного между ними и предназначенного для предотвращения потери устойчивости обшивок при различных видах нагружения.

Применение трехслойных сотовых панелей в конструкциях самолетов позволяет:

- снизить массу и трудоёмкость по сравнению с клепаными конструкциями на 20-30%;

- сократить количество деталей в конструкциях в 3-4 раза;

- повысить теплоизолирующие свойства панелей;

- значительно повысить аэродинамическое качество обтекаемых поверхностей;

- повысить жесткость конструкций.

Внедрение сотовых конструкций с обшивками из ПКМ в самолетах «АН»

сопровождалось научным анализом накопленного опыта и его обобщением в квалификационных работах [2,3].

Максимальный объем сотовых конструкций был заложен при проектировании самолета «Руслан» Ан-124. Масса конструкций из ПКМ составила 5500 кг, а их площадь 1500 м2. Площадь сотовых конструкций при этом 820 м2 (54%). Из них – 620 м2 клееных и 200 м2 - одновременного формования.

Анализ этих конструктивно-технологических решений (КТР) наряду с другими, более общего характера, нашел отражение в докторской диссертации Генерального конструктора П.В. Балабуева [4].

Применение трехслойных сотовых конструкций в авиастроении налагает дополнительные требования по рациональному применению используемых материалов и элементов соединения с целью максимальной весовой отдачи и полной реализации всех заложенных в них свойств.

На самолетах Ан-70 относительная масса изделий из ПКМ была максимальной - около 25%, и составляла 6500 кг. Их площадь равнялась 1630 м2.

. Площадь сотовых конструкций составляла 732 м2 (45%), из них 350 м2 были изготовлены методом одновременного формования. Относительная площадь сотовых конструкций была меньше, чем на самолете Ан-124. Большую долю составляли интегральные многолонжеронные и многонервюрные конструкции.

Однако налет этих конструкций пока незначителен и не позволяет делать выводы о жизнеспособности примененных КТР.

В зависимости от требований, назначения и сложности агрегата обшивки сотовых панелей, применяемых в изделиях «АН», выполняются из металла (алюминиевые сплавы) или композиционных материалов (углепластиков, органопластиков, стеклопластиков) с применением сотового заполнителя из алюминиевой фольги АМг2Н, а также полимерного сотового заполнителя ПСП-1.

В таблицах 1 и 2 представлены типовые сотовые конструкции, используемые в изделиях «АН»:

Таблица 1 – Типовые сотовые конструкции с обшивками из алюминиевых сплавов.

№ п/п Эскиз Область применения плоские, одинарной кривизны:

панели носовых и хвостовых частей 1 крыла, стабилизатора, киля, силовые крышки гермолюков (Ан-124, Ан-72,Ан-140);


законцовки элеронов, закрылков (Ан-124);

одинарной кривизны: хвостовые части интерцепторов (Ан-124);

двойной кривизны с линейчатыми 4 образующими: триммеры, сервокомпенсаторы (Ан-72).

плоские, одинарной и двойной кривизны: панели зализов крыла с фюзеляжем (Ан-124), откидные панели крыла и оперения (Ан-124, Ан-72), крышки люков (Ан-124), створки ниш шасси (Ан-124, Ан-72), створки грузолюков (Ан-72, Ан-28);

двойной кривизны: створки грузового люка (Ан-124,Ан-72,Ан-28);

плоские, одинарной кривизны:

откидные панели оперения (Ан-124);

Максимальные габариты агрегатов с обшивками из алюминиевых сплавов и сотовым заполнителем составляют 1200 х 2350 мм (панели крыла), а с обшивками из композиционных материалов – 2100 х 12700 мм (створки грузолюка Ан-124).

Область применения сотовых конструкций охватывает все основные агрегаты планера.

В изделиях «Ан» трёхслойные сотовые панели применяются в конструкциях: носовых частей крыла (в необогреваемых зонах);

хвостовых частей крыла и оперения;

закрылков, интерцепторов;

панелей пилонов;

крышек люков, створок фюзеляжа;

зализов крыла с фюзеляжем, обтекателей шасси;

настилов пассажирских полов, полов кабины экипажа;

перегородок различного назначения;

багажных полок и облицовок грузовых, пассажирских и пилотских кабин и др.

Применяемые в изделиях «АН» сотовые конструкции в конструктивно– технологическом отношении можно разделить на следующие типовые группы:

- плоские панели с постоянной высотой сотового заполнителя (панели пола, панели и перегородки интерьера);

- панели и узлы, имеющие криволинейный контур и постоянную высоту сотового заполнителя (панели крыла, оперения, зализы крыла с фюзеляжем);

- агрегаты со сплошным сотовым заполнителем переменной высоты (триммеры, сервокомпенсаторы, интерцепторы);

- узлы сложной пространственной формы с постоянной высотой сотового заполнителя (панели интерьера, обтекатели механизмов закрылков).

К особенностям сотовых конструкций с обшивками из ПКМ на самолетах Ан-72 и Ан-124 следует отнести применение цельнозамкнутых чашеобразных внутренних обшивок из КМУ (рис.1).

Рисунок 1 – Применение цельнозамкнутых чашеобразных обшивок Следует отметить, что в конструкциях самолетов «АН» ПКМ начали применяться с 60-х годов прошлого столетия, гораздо раньше, чем в других самолетных КБ бывшего Советского Союза. При этом наиболее широко использовались три основных типа КТР:

- каркасные конструкции: монолитные обшивки, подкрепленные приформованными к ним элементами каркаса в виде ребер, рифтов, заполненных пенопластом и т.п.;

- трехслойные конструкции с сотовым заполнителем из алюминиевой фольги, полимерной бумаги или стеклопластика;

- трехслойные панели и агрегаты с заполнителем в виде трубок разного сечения или стенок, имеющих пустой вентилируемый объем – так называемые интегральные конструкции.

В зависимости от времени создания самолетов в них в большей или меньшей степени использовались указанные выше КТР.

Использование интегральных конструкций началось в 1974 году на самолетах Ан-72 в конструкциях панелей мотогондол, корпусов воздухозаборников двигателя, огнестойких экранов крыла, панелей фальшборта кабин.

На самолетах Ан-124 и Ан-225 «Мрия» интегральные конструкции были использованы десять лет спустя в 1984 году в мотогондолах, нижних откидных панелях хвостовой части элеронной зоны крыла.

Для самолета Ан-70 впервые на основе разработанных КТР в 1987-1990 гг.

были созданы силовые каркасы крыла и оперенья интегральной конструкции из углепластиков.

До этого периода превалировали в основном трехслойные сотовые конструкции достаточно сложной формы (см. табл.2). Постоянно совершенствовалась технология их изготовления.

Так применение цельнозамкнутых чашеобразных обшивок позволило резко сократить количество сборочных единиц при изготовлении панелей. Однако потребовало взаимоувязанной формообразующей оснастки для изготовления внутренних и наружных обшивок.

На нашем предприятии была разработана оснастка для изготовления чашеобразных обшивок, использующая форму теоретического контура панели (рис.2).

Рисунок 2 – Оснастка для цельнозамкнутых чашеобразных обшивок Учитывая, что в серийном производстве данная оснастка оказалась малоэффективной из-за повреждаемости и недолговечности, при проектировании последующих изделий (Ан-70, Ан-140, Ан-148) была разработана новая технология изготовления панелей с предварительно отформованными обшивками из ПКМ с приформовкой окантовывающих профилей в процессе сборки - склеивании панелей (рис.3).

Это позволило использовать одну и ту же технологическую оснастку для изготовления наружных и внутренних обшивок, а также для сборки- склеивания панели с одновременной приформовкой окантовывающих профилей.

Рисунок 3 – Применение отформованных обшивок и окантовывающего профиля В новых изделиях «АН», начиная с Ан-140, существенно сократилась доля сотового заполнителя из алюминиевого сплава. Предпочтение отдано полимерному сотовому заполнителю. Уход от сотового заполнителя из алюминиевого сплава обусловлен тем, что в процессе эксплуатации не удаётся уйти от коррозии сотового заполнителя и его отслаивания от обшивок, нарушения сплошности клеевого шва между обшивкой и сотами, что влечёт за собой снижение прочностных характеристик.

Кроме того большие проблемы представляют металлические сотовые конструкции с тонколистовыми обшивками (около 0,3-0,6 мм): очень часто они повреждаются градом и требуют многократного ремонта.

При проектировании пассажирских машин возникла необходимость обеспечения требований сертификационного базиса FAR-25 для интерьера пассажирской кабины. Для обеспечения этих требований была разработана бесклеевая технология сборки панелей интерьера на фенольном связующем ФП-520.

На сегодняшний день отработаны три технологии бесклеевой сборки панелей интерьера, в зависимости от требований, предъявляемых к конструкции:

- одновременное формование на сотовом заполнителе двух обшивок;

- предварительное формование лицевых обшивок с последующей сборкой с сотовым заполнителем через слой препрега с одновременной приформовкой нелицевой обшивки;

- предварительное формование обеих обшивок с последующей сборкой сотовой панели с использованием взамен клеевой пленки препреговых прокладок.

В самолете Ан-148 доля сотовых конструкций в разных КТР в общем объеме конструкций из ПКМ занимает второе место (рис.3).

кг % (2050) 25, (375) монолитные и каркасные (75) 37, сотовые (765) (145) 26, трубчатые (540) (130) 10,7 интегральные ( стеклоорганопластики углепластики Рисунок 4 – Доля различных КТР в % (кг) в общем объеме конструкций из ПКМ самолета Ан- В связи с тем, что клееные сотовые конструкции входят в состав основных агрегатов планера, включая элементы конструкции фюзеляжа, крыла и оперения, на которые действуют аэродинамические, инерционные, акустические нагрузки и внутреннее давление (фюзеляж), в этих конструкциях обшивки испытывают значительные нагрузки на отрыв от сотов, что приводит к отслаиванию их в процессе эксплуатации.

Для своевременного обнаружения возникающих отслаиваний применяют неразрушающие методы контроля, в том числе акустическо-импедансный метод.

Акустическо-импедансный метод неразрушающего контроля позволяет своевременно определить площади отслаивания обшивок от сотового заполнителя на конструкциях для принятия решений о возможности дальнейшей эксплуатации или необходимости ремонта.

Площади отслаивания обшивок сотовых конструкций в процессе эксплуатации самолетов Ан-124 приведены на рис.5.

Рисунок 5 – Площади отслаивания обшивок сотовых конструкциях на самолетах Ан- Таким образом установлено, что после налета 6000 часов, на 3-5 году эксплуатации самолетов Ан-124 в результате накопления влаги, коррозии металлических сотов и т.д. растет площадь отслаивания металлических сотов от обшивок, что приводит к ремонтам агрегатов, в которых используются сотовые конструкции.

Необходимость выполнения ремонта сотовых конструкций в процессе эксплуатации приводит к увеличению эксплуатационных затрат и веса конструкции, что в свою очередь снижает массу полезной нагрузки и ведет к увеличению расхода топлива.

Учитывая приведенные выше недостатки сотовых конструкций, при проектировании новых изделий «АН» прослеживается сокращение их в агрегатах планера.

В интерьере же пассажирских кабин в связи с малыми нагрузками, меньшими перепадами температур и давлений применение сотовых конструкций преобладает.

Сотовые конструкции успешно применяются также в составе современных КТР многослойного набора теплозвукоизоляции салонов пассажирского самолета Ан-148 [5].

В заключение отметим, что известные неоспоримые преимущества сотовых конструкций являются стимулом для проведения дальнейших исследований, которые способствовали бы в будущем разработке новых КТР, исключающих или существенно снижающих отмеченные выше недостатки трехслойных сотовых конструкций, выявленные при их длительной эксплуатации в изделиях «АН».

Библиографический список ПРИЛОЖЕНИЕ Пример перечня основных приемов устранения технических противоречий при разработке изобретения [13] Основные приемы устранения технических противоречий 1. Дробление: а) разделить объект на независимые части;

б) выполнить объект разборным;

в) увеличить степень дробления объекта.

2. Вынесение: отделить от объекта «мешающую» часть («мешающее»

свойство) или, наоборот, выделить единственно нужную часть или нужное свойство.

3. Местное качество: а) перейти от однородной структуры объекта или внешней среды (внешнего воздействия) к неоднородной;

б) разные части объекта должны выполнять различные функции;

в) каждая часть объекта должна находиться в условиях, наиболее благоприятных для ее работы.


4. Асимметрия: а) перейти от симметрической формы объекта к асимметрической;

б) если объект уже асимметричен, увеличить степень асимметрии.

5. Объединение: а) соединить однородные или предназначенные для смежных операций объекты;

б) объединить во времени однородные или смежные операции.

6. Универсальность: объект выполняет несколько разных функций, благодаря чему отпадает необходимость в других объектах.

7. «Матрешка»:

а) один объект размещен внутри другого, который, в свою очередь, находится внутри третьего и т. д.;

б) один объект проходит сквозь полость в другом объекте.

8. Антивес: а) компенсировать вес объекта соединением с другим объек том, обладающим подземной силой;

б) компенсировать вес объекта взаимодей ствием со средой (преимущественно за счет аэро- и гидродинамических сил).

9. Предварительное антидействие: если по условиям задачи необходимо совершать какое-то действие, надо заранее совершить антидействие.

10. Предварительное действие: а) заранее выполнить требуемое действие (полностью или хотя бы частично);

б) заранее расставить объекты так, чтобы они могли вступить в действие без затрат времени на доставку и с наиболее удобного места.

11. «Заранее положенная подушка»: компенсировать относительно невысокую надежность объекта аварийными средствами.

12. Эквипотенциальность: изменить условия работы так, чтобы не приходилось поднимать или опускать объект.

13. «Наоборот»: а) вместо действия, диктуемого условиями задачи, осу ществить обратное действие;

б) сделать движущуюся часть объекта или внеш ней среды неподвижной, а неподвижную – движущейся;

в) повернуть объект «вверх ногами», вывернуть его.

14. Сфероидальность: а) перейти от прямолинейных частей к криволинейным, от плоских поверхностей к сферическим, от частей, выполненных в виде куба или параллелепипеда, к шаровым конструкциям;

б) использовать ролики, шарики, спирали;

в) перейти от прямолинейного движения к вращательному, использовать центробежную силу.

ПРИЛОЖЕНИЕ Пример автореферата смешанной (квалификационной) НИР [28] ОПТИМАЛЬНЕ ПРОЕКТУВАННЯ КОМПОЗИТНИХ КОРПУСІВ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ ЗІ СТІЛЬНИКОВИМ ЗАПОВНЮВАЧЕМ НА ОСНОВІ СИНТЕЗУ МЕТОДУ СКІНЧЕННИХ ЕЛЕМЕНТІВ І АНАЛІТИЧНИХ МОДЕЛЕЙ ВСТУП Актуальність теми. Основним критерієм оцінки конструкцій сучасної аерокосмічної техніки є її конкурентоспроможність на світовому ринку, яка реалізується за рахунок зниження вартості конструкцій, підвищення їх ефективності та істотного зниження польотної маси. Так вартість 1 кг корисного вантажу при авіаційних перевезеннях складає 1…2 тис. $ США, а для ракетно космічної галузі вартість виведення на орбіту 1 кг маси складає 10… тис. $ США. Одним з пріоритетних напрямків зі зниження польотної маси агрегатів оболонкового типу є широке використання тришарових конструкцій, елементи яких складаються з двох несучих шарів з полімерних композиційних матеріалів (ПКМ) низької щільності при високих характеристиках міцності та жорсткості в поєднанні з легким стільниковим заповнювачем (СЗ) між ними.

Хоча такі конструкції знайшли широке застосування в авіаційній та ракетно космічній техніці починаючи з 60-х років минулого століття, але до теперішнього часу відсутні загальноприйняті підходи до їх оптимального проектування за масою. Це спричинено тим, що методи оптимізації, які використовуються для тонкостінних конструкцій з ізотропних матеріалів, часто виявляються непридатними або недостатньо точними для тришарових агрегатів із ПКМ зі СЗ.

Наявність неминучих технологічних відхилень в баготовідсікових тришарових оболонках із ПКМ зі СЗ в межах нормованих допусків, а також регламентоване теплове навантаження на конструкцію вимагає обов'язкової перевірки забезпечення несучої спроможності її оптимального варіанту з урахуванням відповідного погіршення фізико-механічних характеристик (ФМХ) матеріалів конструктивних елементів.

Збільшення маси тришарових конструкцій за рахунок наявності в них всіляких локальних підсилень, з'єднань та стиків може досягати 20%, а в деяких випадках 45…60 %, що свідчить про принципову необхідність оптимізації за масою конструктивних параметрів підсилення цих зон.

Все сказане вище свідчить про актуальність розробки комплексного підходу до оптимізації за масою параметрів баготовідсікових тришарових оболонок із полімерних композитів зі СЗ для авіакосмічної техніки.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. В дисертації використані дослідження, виконані здобувачем в рамках реалізації фундаментальної держбюджетної теми: № ДР 0106U001060 Міністерства освіти і науки України «Створення наукових основ проектування та виробництва композитних конструкцій авіаційно-космічної техніки», направленої на виконання Державної комплексної програми розвитку авіаційної промисловості України до 2010 р. та Загальнодержавної (Національної) космічної програми України.

Мета і завдання дослідження. Метою дисертації є зниження маси корпусів літальних апаратів (ЛА) шляхом оптимізації їх параметрів на основі синтезу методу скінченних елементів (МСЕ) та нових моделей СЗ.

Для досягнення поставленої мети в дисертації сформульовані та вирішені наступні задачі:

на основі синтезу МСЕ та нових аналітичних моделей СЗ розроблена концепція мінімізації маси багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ з багатоетапним алгоритмом реалізації;

розроблено моделі для визначення ФМХ СЗ з урахуванням технології його виготовлення;

запропоновано та реалізовано підхід до оптимізації за масою параметрів локальних зон підсилення, який реалізується в рамках синтезу МСЕ і аналітичних моделей СЗ;

розроблені концепція, підхід та алгоритми що їх реалізують, а також рекомендації впроваджені на підприємствах авіаційно-космічного профілю та в навчальному процесі Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут».

В першому розділі проведено огляд і аналіз стану проблеми мінімізації маси багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ в їх регулярних та нерегулярних зонах для авіакосмічних конструкцій, наведені основні труднощі, які виникають при цьому. На підставі критичного аналізу даної проблеми сформульовано мету та задачі дисертації.

Другий розділ роботи присвячений розробці комплексного підходу до оптимізації за масою параметрів багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ. Обґрунтовано відмову від аналітичних моделей визначення несучої спроможності та оптимізації проектних параметрів, що вимагають відповідної ідеалізації представлення тришарових агрегатів та видів зовнішніх дій на них, на користь програмних комплексів МСЕ, які дозволяють повною мірою врахувати практично весь спектр зовнішніх навантажень, прикладених до об'єкту за будь яким законом їх зміни, в рамках синтезу МСЕ з новими аналітичними моделями найслабшої ланки даного класу конструкцій – СЗ.

Розроблена концепція мінімізації маси в рамках запропонованого синтезу МСЕ і аналітичних моделей СЗ з багатоетапним алгоритмом реалізації (рис.1).

Принципова блок-схема розробленого багатоетапного алгоритму мінімізації маси наведена на рис. 2. Формування відповідних блоків алгоритму здійснено на основі попередньої оцінки значущості внеску конструктивних параметрів багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ в загальну масу виробу.

Багатоетапність алгоритму мінімізації маси даного класу конструкцій викликана тим, що велика кількість змінних проектування сильно впливає на можливість врахування особливостей тих або інших параметрів конструкції, тобто через велике число параметрів, що одночасно варіюються, є ризик «проскочити»

більш раціональний варіант. Запропоновано використовувати в якості оптимізаційного відповідний вбудований модуль комплексу МСЕ.

Для вибору допустимого діапазону зміни значень проектних параметрів використані існуючі рекомендації щодо їх оптимальних співвідношень та технологічних можливостей з їх реалізації.

Вектор проектних параметрів представлений в наступному вигляді:

( схема армування НШ ( структура КМ )i ( висота СЗ hсз )i, (1) }= { X opt ( параметри чарунки СЗ K, а c, )i ( параметри поперечного перетину шпангоутів )i де i = 1,2...n ( n – число відсіків).

В якості мінімізуємої цільової функції була прийнята маса конструкції, що дорівнює сумі мас конструктивних складових тришарових баготовідсікових оболонок (НШ, СЗ та шпангоутів) з ПКМ із СЗ у всіх відсіках:

M = ( m нш [{ d i }] + m сз [{ hi },{ а с _ i },{ i },{ K i }] + m шп ), (2) де M – загальна маса конструкції;

mнш [{ d i }], mсз [{ hi },{ ас _ i },{ i },{ K i }], mшп – відповідно маса НШ, СЗ та шпангоутів.

При цьому маса клею, що скріплює НС зі СЗ, може бути врахована або додатково, або її приєднанням до маси НС або СЗ залежно від технології збірки склеювання оболонки.

В першому блоці оптимізації в якості змінних проектування запропоновано використовувати порядок, товщину та кути укладання шарів, які утворюють сумарну товщину НШ нш, висоту СЗ hсз та параметри поперечного перетину шпангоутів при фіксованому значенні ФМХ СЗ для чарунки шестигранної форми.

На даному етапі в залежності від технології виготовлення можуть бути використані розроблені рекомендації попереднього аналізу ефективності схем армування НШ, що дозволили зробити висновок про те, що при оптимізації схеми армування НШ із ПКМ можна виходити з квазіоднорідної структури, яка відповідає схемі укладання моношарів: 00,25s;

±450,5s;

900,25s. Проте керуючи неоднорідністю за товщиною НШ та кутом укладання можна отримати додаткове зниження маси.

Слід враховувати також те, що ретельну відповідність квазіоднорідній структурі армування може бути реалізовано лише при восьми та більш моношарах.

Зафіксовані значення отриманих оптимальних параметрів першого блоку оптимізації поступають у другий блок, де шляхом варіювання геометричних параметрів чарунки СЗ ac, K, в кожному відсіку оптимізуються структура СЗ.

В якості обмежень в кожному блоці багатоетапного алгоритму мінімізації маси регулярної зони багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ в стандартному комплексі МСЕ виступають запаси міцності НС, СЗ та шпангоутів з урахуванням специфіки їх роботи, а також стійкості об'єкту в цілому. При цьому в кожному блоці оптимізації проводиться повний перебір заданих для нього проектних параметрів з мінімізацією маси при задоволенні одночасно всіх обмежень для регламентованих розрахункових випадків навантаження. При визначенні потрібних запасів міцності СЗ в перших двох блоках оптимізації були використані синтезовані зі стандартним комплексом МСЕ відповідні аналітичні вирази.

Після визначення оптимальних параметрів чарунки СЗ отримані дані передаються в третій перевірочний блок. Особливістю даного перевірочного блоку є те, що конструктивні елементи багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ запропоновано розглядати з характерними при їх виробництві технологічними відхиленнями в межах регламентованих допусків на них.

Алгоритм врахування впливу певного типу технологічного відхилення на несучу спроможність оптимального варіанту багатовідсікової тришарової оболонки із ПКМ зі СЗ реалізує модуль, в який передається інформація про регламентований допуск на даний дефект. Самі алгоритми запропоновано будувати або на основі існуючих методик врахування конкретного технологічного відхилення на несучу спроможність або за експериментальними даними.

Оскільки в процесі експлуатації даний клас конструкцій часто сприймає теплові навантаження, то в даному блоці також запропоновано здійснювати перевірку несучої спроможності оптимального варіанту багатовідсікової тришарової оболонки із ПКМ зі СЗ, що враховує погіршення ФМХ конструктивних елементів, пов'язане з підвищенням температури. Для цього в стандартному комплексі МСЕ здійснюється визначення залежності ФМХ конструктивних елементів від температури, при цьому модель МСЕ навантажується температурним полем у сукупності з навантаженнями, які були визначені раніше для регламентованого числа випадків. В даному блоці також запропоновано здійснювати контроль місцевих форм втрати стійкості конструктивних елементів багатовідсікових тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ. Необхідність цього викликана тим, що на всіх етапах оптимізації проводиться перевірка загальної втрати стійкості багатовідсікової тришарової оболонки.

Перші три блоки запропонованої концепції вирішують задачу оптимізації параметрів в регулярній зоні. Подальші блоки запропоновано використовувати для мінімізації маси локальних зон. Цей розподіл викликаний тим, що практично неможливо реалізувати одночасну оптимізацію проектних параметрів регулярної та нерегулярної зон.

Третій розділ містить результати уточнення ФМХ СЗ, як найслабшої ланки тришарових конструкцій, з урахуванням технології його виготовлення. В першій частині розділу синтезовано підхід, що дозволяє прогнозувати характер роботи СЗ при поперечному стисненні та подовжньому зсуві з урахуванням особливостей сприйняття цих навантажень окремими елементами чарунки стільника за наявності в них початкового технологічного погину в межах регламентованого допуску на нього. Для цього був розглянутий відповідний представницький елемент СЗ (рис.3,а), який фактично складається з шести граней одинарної фольги та трьох здвоєних граней фольги, отриманих склеюванням між собою двох шарів фольги СЗ. Враховуючи те, що в результаті дії поступово зростаючого навантаження на СЗ відбувається послідовна втрата несучої спроможності елементів, з яких складається СЗ, представницький елемент було дискретизовано на такі складові: грані одинарної товщини із стрілою початкового технологічного погину f 0 – грані I типу (рис. 3,б);

грані подвійної товщини 2 – грані II типу (рис.3,в);

в районах вигину фольги розміщені фіктивні ребра (рис.3,г), які «з'являються» в результаті досягнення гранями II типу критичного стану при стисненні СЗ та неможливістю граней I типу перерозподілити на себе зростаюче навантаження. Вони складаються з частин граней I і II типів, «приєднаних» до кожного з ребер, що мають ті ж стискуючі напруження, що є в фіктивних ребрах.

Характер роботи умовного однорідного заповнювача еквівалентного СЗ при його поетапному навантаженні визначається законом зміни напружень в залежності від виникаючих деформацій при урахуванні особливостей сприйняття навантаження окремими елементами чарунки стільника. Відповідна цьому закону діаграма деформації будувалася виходячи з того, що зусилля, що діє в представницькому елементі з приведеним заповнювачем, дорівнює сумі зусиль, які діють в дискретних складових стільника. Для поперечного стиснення представницького елемента СЗ дана умова приймає вигляд:

N пр = 6 N1 + 3N 2 + 6 N 3, (3) де N пр – сумарне зусилля в представницькому елементі, що діє в приведеному заповнювачі, еквівалентному СЗ;

N1 – зусилля, що діє в грані I типу;

N 2 – зусилля, що діє в грані II типу;

N 3 – зусилля у фіктивному ребрі.

Другу частину розділу присвячено врахуванню впливу висоти СЗ на його ФМХ. Було розглянуто СЗ з найбільш технологічною та використовуваною правильною шестигранною чарункою (К=1). Існуючу аналітичну залежність для визначення ФМХ СЗ було уточнено наступними коректуючими функціями:

A КЭ ( hсз, ac _ б, ф _ б ) A КЭ ( hсз _ б, ac, ф _ б ) A КЭ ( hсз _ б, ac _ б, ф ) ( hсз ) = ;

( ac ) = ;

( ф ) =, (4) A A ( ac _ б, ф _ б ) A A ( ac _ б, ф _ б ) A A ( ac _ б, ф _ б ) де індекс «б» при параметрі означає їх базове (фіксоване) значення;

параметр без цього індексу – варірується;

A КЭ – величини ФМХ СЗ, які визначені за стандартними методиками для даних схем випробувань за допомогою побудованих в стандартному комплексі МСЕ моделей, що імітують відповідні випробування СЗ;

A A – величини ФМХ СЗ, що знайдені за існуючими аналітичними залежностями при базових параметрах геометрії чарунки СЗ. При цьому вибір базових (фіксованих) параметрів не принциповий та може бути будь яким, проте при цьому треба гармонізувати відповідні графіки і таблиці, що побудовані на базі реалізації моделі МСЕ.

Основна перевага запропонованих коректуючих функцій полягає в тому, що вони, на відміну від емпіричних коефіцієнтів, є інтегральним теоретичним описом неявного взаємного зв'язку між зміною геометричних параметрів чарунки та висоти СЗ, спільно синтезуючих ФМХ СЗ. Враховуючи те, що із зростанням висоти СЗ hсз його ФМХ зменшуються, вид залежності для ФМЗ СЗ було представлено як:

( hсз ) ( ф ) A A КЭ ( hсз,ac, ф ) = A ( ac, ф ) K масш, (5) ( ac ) K масш – коефіцієнт масштабного чинника моделі МСЕ, що враховує де A КЭ від їх достатність кількості чарунок СЗ в моделі МСЕ для незалежності числа.

Після побудови графіків залежностей коректуючих функцій їх апроксимують поліномом другого ступеня за відповідними базовими змінними та підставляють аналітичні вирази для визначення ФМХ СЗ із правильною шестигранною чарункою у вираз (5) для отримання модифікованих виразів для визначення ФМХ СЗ з урахуванням його висоти.

Графіки залежності функцій ФМХ СЗ G xz ( hсз, ac, ф ) та G yz ( hсз, ac, ф ) при фіксованій ширині чарунки СЗ ac = 5 мм для різних значень товщини фольги та висоти СЗ наведені на рис.4.

В останньому підрозділі дано рекомендації щодо використання отриманих результатів в розробленому в розділі 2 багатоетапному алгоритмі мінімізації маси багатовідсікових композитних оболонок в рамках запропонованого синтезу нових аналітичних моделей СЗ із МСЕ, що полягають в алгоритмі реалізації відповідного модуля з обліку наявності в гранях СЗ початкового технологічного погину в третьому перевірочному блоці. Також запропоновано використовувати отримані відкоректовані аналітичні залежності для визначення ФМХ СЗ з урахуванням його висоти, що дозволяє в процесі оптимізації знайти раціональну висоту СЗ при зміні його ФМХ.

Четвертий розділ присвячений розробці підходу до оптимізації за масою параметрів локальних зон підсилення для тришарових оболонок із ПКМ зі СЗ, який реалізувався б в рамках запропонованого синтезу аналітичних моделей СЗ із стандартним комплексом МСЕ.

Для виділення найефективніших форм місцевого підсилення елементів відповідних нерегулярних зон та їх взаємодії між собою при передачі на них навантажень запропонований класифікатор даних зон. В основу його побудови було покладено дві генеральні класифікаційні ознаки, перша з яких характеризує силові дії на локальну зону, а друга – тип конструктивно-технологічного рішення для цієї зони, що сприймає відповідний вид дій. Першу з цих ознак зумовлює характер (вигляд) другої, який є супідрядним першому. У свою чергу кожна з цих генеральних класифікаційних ознак диференціюється на ряд супідрядних (рис. 5).

Визначені приведені ФМХ параметрів можливих форм підсилення СЗ. Для різних ФМХ заливального матеріалу стільника з урахуванням можливої послідовної втрати стійкості його граней рівномірно розподіливши жорсткості складових отриманої композиції по всьому перетину представницького елемента СЗ, отримані вирази для приведених пружних ФМХ умовного заповнювача, що еквівалентний отриманій композиції СЗ, з виділеними проектними параметрами для подальшої оптимізації за масою.

Для розглянутої типової локальної зони тришарової оболонки із ПКМ зі СЗ – закладення торця для передачі зосереджених навантажень на один з НШ з включенням СЗ в роботу на зсув в місці стику, в рамках запропонованого синтезу наведено представлення її математичної моделі в стандартному комплексі МСЕ.



Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 |
 





 
© 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.