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:   || 2 | 3 |
-- [ Страница 1 ] --

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА

КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов

Выпуск 1 (57)

2009

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ

Национальный аэрокосмический университет

им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт»

ISSN 1818-8052 ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ 1(57) январь–март 2009 СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ Издается с января 1984 г.

Выходит 4 раза в год Харьков «ХАИ» 2009 Учредитель сборника Национальный аэрокосмический университет научных трудов им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт»

Утвержден к печати ученым советом Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», протокол № 6 от 18.02.2009 г.

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

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

А.В. Гайдачук, д-р техн. наук, проф.;

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

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

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

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

В.Н. Кобрин, д-р техн. наук, проф.;

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

М.Ю. Русин, д-р техн. наук, проф.;

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

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

П.А. Фомичев, д-р техн. наук, проф., лауреат Государственной премии Украины О.В. Ивановская, канд. техн. наук, доц.

Ответственный секретарь Свидетельство о государственной регистрации КВ № 7344 от 27.05.2003 г.

За достоверность информации несут ответственность авторы.

При перепечатке материалов ссылка на сборник научных материалов обязательна.

© Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», 2009 г.

Содержание Вниманию авторов………......…...............…………………………… Онгирский Г.Г., Шупиков А.Н., Угримов С.В. Испытания на птицестойкость элементов остекления самолета..........................

Симонов В.С. Оптимизация гладкой однозамкнутой панелиро ванной оболочки из композиционных материалов.........................

Жаркан М. Моделирование структурных параметров и физико механических свойств трансверсально-армированных волокни стых композиционных материалов...................................................

Филь С.Н., Мерзлюк В.В., Неминский Г.В., Сейдмура тов М.Н., Муштай М.В. Статическая прочность на вырыв и смятие втулок в панелях из КМ........................................................

Абухабел М., Люшня Н.А., Рыженко А.И. Сопоставление эф фективности транспортных воздушных судов различной грузо подъемности.......................................................................................

Литвинова Т.А. Проектирование структуры композиционного материала «в точке» по критерию минимума потенциальной энергии деформации.........................................................................

Цирюк А.А, Смоленко А.Г. Методика априорной оценки рацио нальности лонжеронного крыла, потребного количества лонже ронов и формы их поперечного сечения.........................................

Чесноков А.В. Исследование процесса резания углепластико вых стержней на этапах изготовления армирующих каркасов......

Клопота А.В., Шевцова М.А., Полякова Е.В. Нормирование труда технолога при производстве авиационных конструкций из полимерных композиционных материалов......................................

Тараненко М.Е., Демченко А.В., Маковецкий А.В. Разработка математических моделей расчета квалиметрических показате лей технологичности крупногабаритных деталей..........................

Нечипорук Н.В., Олейник С.В., Гайдуков В.Ф., Кручина В.В.

Электроимпульсная активация воды в процессах очистки про мышленных стоков.............................................................................

Бетина Е.Ю. Масштабы подобия основных параметров экспе риментального воздушного судна для моделирования полета натурного летательного аппарата в зоне лесного пожара............

Грушенко А.М., Кирьянчук А.Л. Математическое моделирова ние течения в плоской модели начального участка цилиндриче ского вихревого тракта с помощью пакета ANSYS......................... Ванин В.А., Головченко А.В. Построение разностных схем по вышенного порядка слабой аппроксимации на основе их инте грального представления.................................................................

Соловьев А.И. Плоская деформация пространства, содержа щего цилиндрическую полость и две неподвижные жесткие пла стинки.................................................................................................. Шабохин В.А. Критерии пригодности космического аппарата сферической формы для оценки характеристик радиолокацион ных станций........................................................................................

Рефераты………………………………………………………...….......

Вниманию авторов Требования к оформлению и представлению рукописей в ежекварталь ный тематический сборник научных трудов Национального аэрокосми ческого университета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

«Вопросы проектирования и производства летательных аппаратов»

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

постановка проблемы (задачи) в общем виде;

связь с важнейшими научными или практическими задачами;

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

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

постановка задачи;

изложение основного материала исследования с полным обоснова нием полученных результатов;

выводы по данному исследованию и перспектива дальнейшего раз вития в данном направлении.

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

К опубликованию принимаются статьи, посвященные вопросам и проблемам:

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

аэродинамики и динамики полета;

технологии производства авиакосмической техники;

организации производства авиакосмической техники;

обеспечения безопасности и надежности его функционирования;

расчета агрегатов и конструктивных элементов на прочность, жест кость, устойчивость, усталость и специфические воздействия среды экс плуатации;

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

нормирования и расчета внешних воздействий на ЛА;

разработке интегрированных систем проектирования ЛА.

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

3. Статья и текст реферата подаются в редакцию в виде отдельных фай лов на CD-R или CD-RW и распечатанными в двух экземплярах на листах белой бумаги форматом А4 (210х297). Поля: левое – 20 мм;

правое – мм;

верхнее – 25 мм;

нижнее – 20 мм. Номер страницы не проставляется.

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

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

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

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

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

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

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

введение (не обязательно);

основной текст (возможно разделение на подразделы);

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

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

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

стили - Text: Arial, Italic;

Function: Arial, Italic;

Variable: Arial, Italic;

L.C.

Greek: Symbol;

U.C. Greek: Symbol;

Matrix-Vector: Arial, Bold;

Number:

Arial;

размеры: Full - 16 pt;

Subscript – 12 pt;

Symbol – 18 pt;

Sub- Symbol – 12 pt.

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

9. Текст реферата печатается на русском, украинском и английском язы ках и должен соответствовать краткому содержанию основных результа тов (объем не более четырех строк одним абзацем). На отдельной стро ке после реферата печатаются ключевые слова или их сочетания (не более пяти слов или словосочетаний, разделенных запятой).

10. Физические величины должны приводиться в единицах системы СИ.

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

12. Решение о публикации статьи принимает редколлегия. В тексте ста тьи могут быть внесены редакционные правки без согласования с авто ром.

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

УДК 534.1:539.3:629.7.02 Г.Г. Онгирский, канд. техн. наук, А.Н. Шупиков, д-р техн. наук, С.В. Угримов, канд. техн. наук ИСПЫТАНИЯ НА ПТИЦЕСТОЙКОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ОСТЕКЛЕНИЯ САМОЛЕТА Проблема столкновений воздушных судов с птицами существует практически с момента возникновения авиации. Так, первая воздушная катастрофа вследствие столкновения самолета с чайкой произошла еще в 1910 году в Калифорнии [1]. Сейчас только в России ежегодно регистрируется порядка пятидесяти столкновений летательных аппаратов с птицами [2].

Существуют два взаимно дополняющих направления решения этой проблемы [3]. Первое направление связано с орнитологическим обеспечением безопасности полетов, включающим в себя изучение способов и средств снижения численности птиц в зонах аэродромов, исследование техническими средствами миграционных перелетов птиц и обнаружение летящих птиц на пути следования воздушного судна и т.д. Задачей второго направления является обеспечение локальной прочности конструктивных элементов воздушных судов при их столкновении с птицами. Важность этого направления подтверждается наличием соответствующих требований в документах, регламен тирующих нормы летной годности [4, 5].

Исследования в области птицестойкости элементов конструкций авиационной техники проводятся во всем мире [6 – 10]. Наряду с развитием расчетных методов для исследования прочностных характеристик элементов конструкций самолетов широко используется натурный эксперимент, воспроизводящий реальное воздействие птицы на конструкции самолета при столкновении в полете. Натурные испытания на птицестойкость, как правило, проводятся с использованием тушек птиц (утка, курица, скворец и др.) массой от 60 г до 4 кг. Однако использование тушек птиц при испытаниях усложняет методику эксперимента, а условия его проведения не соответствуют санитарным и эстетическим нормам. Избежать этих недостатков можно, используя в испытаниях имитаторы птиц [8, 9].

Настоящая работа завершает комплекс исследований по разработке имитатора птиц [9, 10] для испытаний конструкции летательных аппаратов на птицестойкость. В работе приведены данные натурных испытаний элементов остекления самолета АН-24 при ударе имитатором и тушкой птицы. В экспериментальных исследованиях использовались силиконовый имитатор птицы оригинальной конструкции и тушки кур.

Имитатор птицы Имитатор птицы представляет собой по форме цилиндр, сопряженный с полусферами [9, 10]. Длина имитатора – 24 см, диаметр – 11 см. Имитатор выполнен из силикона, упругие свойства и плотность которого аналогичны характеристикам мышечной ткани птицы (1,1 г/см3).

Вдоль оси имитатора расположен конструктивный элемент, моделирующий скелет и полости внутри птицы и позволяющий достичь средней плотности имитатора соответствующей средней плотности птицы (0,93 г/см3).

Ранее [9, 10] было установлено, что имитатор достоверно воспроизводит воздействие птицы на плоские преграды. При этом имитатор не требует особых условий хранения, не загрязняет помещение для испытаний, а его остатки легко утилизируются.

Испытательный стенд Испытательный стенд состоит из разгонного устройства для метания, стенда-мишени и тензометрического комплекса.

Для разгона метаемых объектов применялось пневматическое разгонное устройство ГП «АНТК им. О.К. Антонова» с длиной ствола 8,7 м и диаметром 150 мм [9].

Стендом-мишенью служила кабина самолета АН-24Б.

Исследовалась реакция стекол ТСК 009 (рис. 1) на удар имитатором и тушкой птицы.

Рисунок 1 – Остекление кабины экипажа: 1 – лобовое стекло;

2 – панель;

3 – верхнее стекло;

4 – боковое стекло;

5 – форточка;

6 – левое стекло ТСК Стекло ТСК 009 представляет собой стеклоблок, обрамленный по торцу герметиком и металлической рамкой (см. рис. 2). Стеклоблок состоит из трех силикатных стекол, соединенных склеивающими полимер ными слоями. Среднее и внутреннее стекла являются силовыми элементами, воспринимающими нагрузки, а внешнее (покровное) – обеспечивает защиту нагревательного элемента от воздействия внешней Рисунок 2 – Стекло ТСК среды и восприятия термических (левое) напряжений, возникающих при электрообогреве.

Измерение деформаций проводилось методом динамического широкополосного тензометрирования. На внутреннюю поверхность стекол посередине наклеивалась шести компонентная розетка тензодатчиков (рис. 3). Для этого использованы малобазные (база измерения 1 мм) Рисунок 3 – Розетка фольговые тензорезисторы. Датчики тензодатчиков наклеивались таким образом, чтобы получить деформации остекления в вертикальном, горизонтальном и наклонном (под 450) направлениях. Вся получаемая информация дублируется.

Результаты Проведено исследование реакции и характера разрушения элементов остекления при ударе имитатором и тушкой птицы. Удар наносился посередине покровного стекла, направление метания было выбрано параллельно оси фюзеляжа. Испытания продолжались до начала разрушения внутреннего слоя остекления.

Установлено, что после первых ударов по остеклению сначала наблюдается растрескивание покровного стекла. При этом прочностные характеристики элемента остекления практически не изменяются. Под действием последующих ударов растрескивается внутренний слой остекления. При дальнейших испытаниях наблюдается пробой стекла.

На рис. 4 приведены деформации 1, 2 и 3 левого стекла ТСК 009, зафиксированные на тензодатчиках 1, 2, 3, при ударе тушкой птицы и имитатором. Сплошной линией показаны результаты при ударе тушкой птицы массой 1,74 кг при скорости соударения 99,07 м/с, пунктирной – при ударе имитатором массой 1,75 кг при скорости соударения 98,63 м/с.

На рис. 5 приведено аналогичное сравнение деформаций стекла при ударе птицы массой 1,780 кг при скорости соударения 97,54 м/с и ударе имитатором массой 1,750 кг при скорости соударения 98,63 м/с.

Из рис. 4 – 5 видно, что реакция остекления на удар имитаторами по характеру и максимальным значениям деформаций подобна соответствующей реакции остекления на удар птицей.

Рисунок 4 – Деформации стекла Рисунок 5 – Деформации стекла при ударе птицей и имитатором Выводы Проведена серия экспериментов по определению реакции элементов остекления самолета АН-24 на удар имитаторами и тушками птиц. Приведены данные исследований деформаций и характера разрушений остекления ТСК 009. Экспериментально подтверждено, что исследуемые образцы остекления соответствуют выдвигаемым к ним требованиям по прочности при столкновении с птицей.

Проведен сравнительный анализ деформаций, возникающих при ударе имитатором и тушкой птицы. Результаты анализа показывают удовлетворительное совпадение экспериментальных данных, полученных при ударе имитатором и тушкой птицы. Повреждения остекления от воздействия имитатора и тушки птицы имеют схожий характер. Установлено, что разработанный имитатор птицы достоверно воспроизводит воздействие птицы на элементы остекления самолета и может быть использован при их натурных испытаниях.

Список использованных источников 1. Лаврик В.С. Летчик, внимание – птицы! / В.С. Лаврик, И.Ф. Рубцов, Э.А. Шерер. – М.: Изд-во Министерства обороны СССР, 1970. – 104 с.

2. Рыжов С.К. Атака на самолет // Газ. «Воздушный транспорт», № 22, май 2001 г. [Электронный ресурс]. – Режим доступа:

http://otpugivanie.narod.ru/fa.html – Загл. с экрана.

3. Рогачев А.И. Орнитологическое обеспечение полетов / А.И. Рогачев, А.М. Лебедев. – М.:Транспорт, 1984. – 126 с.

4. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. – М.:

Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1984. – 464 с.

5. Federal Aviation Regulation. Part 25. Airworthiness Standards, Transport Category Airplanes. – Amsterdam: FAA, 1991. – 177 p.

6. Уилбек Дж.С. Разработка модели птицы для ударных испытаний / // авиационных двигателей Дж. С. Уилбек, Дж. Л. Ренд Энергетические машины. – 1981. – Т. 103, № 4. – С. 126 –133.

7. Wang Xinjun. Dynamic response analysis of bird strike on aircraft windshield based on damage-modified nonlinear viscoelastic constitutive relation / Wang Xinjun, Feng Zhenzhou, Wang Fusheng, Yue Zhufeng // Chinese Journal of Aeronautics – 2007. – V.20, № 6.– P. 511-517.

8. Budgey R. The development of a substitute artificial bird by the International Birdstrike Research Group for use in aircraft component testing // Conference of International Bird Strike Committee 25/WP-IE3. – Amsterdam, 2000. – P. 543–550.

9. Имитатор птицы для испытаний конструкции самолета на птицестойкость / Н.В. Долгополова, Г.Г. Онгирский, Н.В. Сметанкина и др. // Труды ЦАГИ. Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций и сооружений. – 2007. – Вып. 2675. – М.: ЦАГИ, 2007. – С.

46–50.

10. Онгирский Г.Г. Влияние кинематических факторов на реакцию деформируемой преграды при столкновении с птицей / // Г.Г. Онгирский, А.Н. Шупиков, С.В. Угримов Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов.

– 2008. – Вып.5(56). – Х.:Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ». – С.54 – 62.

Поступила в редакцию 05.03.2009 г.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. С. А. Бычков, АНТК «Антонов», г. Киев УДК 629.735 В.С. Симонов ОПТИМИЗАЦИЯ ГЛАДКОЙ ОДНОЗАМКНУТОЙ ПАНЕЛИРОВАННОЙ ОБОЛОЧКИ ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В настоящее время полимерные композиционные материалы все больше применяются в производстве коммерческих самолетов, причем в ответственных несущих элементах конструкций, например в центро плане Airbus A380 [1].

Ведущие мировые авиастроительные фирмы занимаются разра боткой новых авиалайнеров, в производстве которых планируется при менять до 50% и более композиционных материалов. Более того, ком пания Boeing в конце 2009 года планирует начать поставки нового авиа лайнера Boeing 787 Dreamliner вместимостью более 200 пассажиров, фюзеляж и крыло которого главным образом выполнены из полимерных углепластиков [2].

Из сказанного выше следует, что даже поверхностный анализ мировых тенденций по внедрению композиционных материалов в ком мерческое авиастроение дает основания считать актуальной проблему оптимизации оболочечных конструкций из композиционных материалов в процессе проектирования новых пассажирских и грузовых самолетов большой вместимости.

Проблема оптимизации гладкой однозамкнутой панелированной оболочки из композиционных материалов является частью поставлен ной автором задачи по проектированию фюзеляжа самолета с замкну тым по полу силовым контуром поперечного сечения [3]. Ранее описан ная математическая модель панелированной оболочки постоянного по длине поперечного сечения подходит для решения прямой задачи – оп ределения напряженно-деформированного состояния (НДС), возникаю щего в результате действия силовых факторов – осевой силы, изгибаю щих моментов, перерезывающих сил и внутреннего давления. Однако при переходе к решению оптимизационной задачи возникают трудности, связанные с большим количеством варьируемых переменных, а также с дискретностью изменения толщины панелей, связанной с фиксирован ной толщиной монослоя пакета КМ.

В качестве оптимизируемого объекта рассматривается симмет ричное относительно вертикальной оси поперечное сечение гладкой оболочки, разбитое на четыре панели - две боковые, верхнюю и нижнюю (рис. 1). Толщина и структура боковой, верхней и нижней панелей раз личны. Под структурой понимается схема армирования панели, которая может быть любой комбинацией углов армирования из ряда [0° [90°], ], [±], но не более трех разных углов армирования в одной панели, где любой угол из диапазона 0° - 90°.

Рисунок 1 – Оптимизируемое поперечное сечение оболочки Для описания оболочки принимается математическая модель тонкостенного стержня, которая представлена в [4]. Продольные нор мальные деформации распределяются по контуру поперечного сечения стержня согласно закону плоскости:

= a z + b y + c, (1) или = (Mz ) + (M y ) + (N x ), (2) где (M z ) = by - деформация, возникающая от действия изгибающего момента M z ;

(M y ) = z - то же от момента M y ;

(N x ) = c - то же от продольной силы N x.

Равенство (2) имеет графическую интерпретацию (рис. 2). В сис теме координат Z*OY можно записать следующее:

(M z ) y = y = ay 0 =, (3) (M z ) y =H y = a(H y 0 ) =.

Решив эту систему уравнений относительно коэффициента a, получим a=. (4) H Подставив (4) в любое из равенств (3), найдем координату y 0 :

y 0 = H. (5) Аналогично (3) можно записать:

B (M y ) = b =, B (6) y = тогда b=. (7) B Рисунок 2 – Продольная деформация стержня Теперь, зная коэффициенты a и b, можно записать следующее:

y, (M y ) = z.

(Mz ) = (8) H B Кроме того, Nx (N x ) =, (9) S где S = E ds.

С учетом (8) и (9) формула для определения деформации (2) примет вид N y z+ x.

= (10) H B S Так как для заданных величин и положение y 0 предопре делено (рис. 2), то, естественно, должно выполняться условие равенст ва нулю механического статического момента сечения относительно оси OZ*:

Sz = 0, (11) который можно представить как сумму механических статических моментов панелей:

S z + 2S z + S z = 0, (12) где S z, S z, S z - соответственно механические статические моменты верхней, боковой и нижней панелей относительно оси OZ*.

В общем виде механический статический момент i-й панели мож но записать так:

Szi = i Ei yds, (13) si где i = (,, ) ;

i, E i - толщина и модуль упругости в направлении оси ОХ i-й панели соответственно.

Введем обозначение:

Ai = yds, (14) si тогда выражение (11) с учетом (13) и (14) примет вид E A + 2 E A + E A = 0. (15) Аналогичное условие относительно оси OY выполняется автома тически в силу симметрии контура.

Составим уравнения равновесия моментов относительно осей OZ* и OY:

M z = E (M z )y ds, (16) M y = E (M y )z ds, где, E - толщина и модуль упругости стенки оболочки в направлении.

Правые части (16) можно разбить на сумму интегралов аналогич но (15) и вынести за знак интеграла произведения i Ei, так как они по стоянны в пределах i-й панели:

E y 2ds + 2 E y 2ds + E y 2ds, Mz = s H s s (17) 2 E z 2ds + 2 E z 2ds + E z 2ds.

My = B s s s Если ввести обозначения Bi = y 2ds ;

i = z 2ds, (18) si si то равенства (17) можно привести к более компактному виду H EB + 2 E B + E B = Mz, (19) B EC + 2 EC + E C = M y.

Записывая выражения (15) и (19) вместе, E A + 2 E A + E A = 0, H EB + 2 E B + E B = M z, (20) B EC + 2 EC + E C = M y, получаем систему уравнений с тремя неизвестными (E ), ( E ), ( E ), обеспечивающими заданные деформации,, и положе ние нейтральной оси.

Пока вынесем за «скобки» дополнительные напряжения и де формации от N x. Их можно считать не зависящими от координаты x, т.е. константами в пределах проектируемого отсека.

Таким образом, получены значения (E ), (E ), (E ) как функции от деформаций,,.

Покажем, что поток касательных сил (ПКС) также однозначно оп ределяется значениями (E ), (E ), (E ), т.е. справедлива за пись q = f (,, ). (21) Общая формула для определения ПКС в тонкостенном стержне представлена в [4]:

Mx q = Qz Fz (s ) + Qy Fy (s ) +, (22) 2F где Qx, Qy и M x – перерезывающие силы и крутящий момент в сечении оболочки (рис. 2);

k Fz (s ) = Sy (s ) Sy (s ) r ds ;

Dy 2F k Fy (s ) = Sz (s ) Sz (s ) r ds ;

Dz 2F F – ометаемая площадь контура;

k – коэффициент асимметрии, который в нашем случае равен 1 – контур симметричен относительно оси OY;

Dz, Dy – механические моменты инерции сечения относительно осей OZ* и OY соответственно;

S z, S y – механические статические моменты инерции отсеченной части контура;

r – длина перпендикуляра, опущенного из принятого полюса (в нашем случае точка O на рис. 2) на касательную к контуру поперечного сечения в текущей точке.

Механические моменты инерции Dz, Dy запишутся следующим образом:

Dz = ( E )y 2ds, (23) Dy = ( E )z 2ds, а механические статические моменты отсеченной части контура – s Sz = ( E )yds, (24) s Sy = ( E )zds.

Как видно из формул (23) и (24), механические моменты инер ции и механические статические моменты сечения определяются про изведениями ( E ) и геометрией контура, т.е. равенство (21) справед ливо.

Зная ПКС, можно определить сдвиговые деформации:

q =, (25) G где G - модуль сдвига стенки оболочки.

Окружное усилие в оболочке определяется формулой:

N = P, (26) где - радиус кривизны контура.

Тогда окружные деформации запишутся в виде P =, (27) E где E - модуль упругости стенки оболочки в направлении.

Зная деформации пакета (10), (25) и (27) и углы армирования слоев, можно определить деформации слоев по известным формулам:

1i = cos 2 i + sin 2 i + sin cos i, 2i = sin 2 i + cos 2 i sin cos i, (28) 12i = ( )sin 2i + cos 2i, где 1,2 – система координат i-го слоя;

i - угол армирования i-го слоя.

Напряжения в слоях находят по формулам 1i = E1i (1i + µ21i 2i ), 2i = E2i (2i + µ12i 1i ), (29) 12i = G12i 12i, E1i E 2i где E1i =, E 2i = - приведенные модули упруго 1 µ12i µ 21i 1 µ12i µ 21i сти основы и утка i-го слоя;

µ12i,µ 21i - коэффициенты Пуассона i-го слоя;

G12i - модуль сдвига i-го слоя.

Зная напряжения в слоях, можно произвести послойную оценку прочности пакета по критериям максимальных напряжений и Мизеса-Хилла.

Для того чтобы последовательно вычислить (25) – (29), необхо димо определить неизвестные величины E,G,, которые однознач но определяются структурой пакета. Кроме того, нам пока еще не из вестны значения толщин панелей,,, которые можно определить из ранее найденных произведений (E ), (E ), (E ), зная модули упругости E, E, E. Указанные модули упругости также однознач но определяются структурами пакетов панелей.

Из сказанного выше следует, что для окончательного определе ния НДС контура поперечного сечения оболочки необходимо задать структуры пакетов панелей.

Модули упругости и сдвига пакета определяются по известным формулам:

2 B12 B E = B11, E = B22,G = B33, (30) B22 B где для структуры пакета [0°,90°,±]:

B11 = E11 + E2 2 + (1 1 2 )[E1 cos 4 + 2E1µ21 sin cos + ] + E2 sin 4 + G12 sin 2 2, B22 = E21 + E2 2 + (1 1 2 )[E1 sin 4 + 2E1µ 21 sin cos + ] + E2 cos 4 + G12 sin 2 2, [ (31) B12 = (1 + 2 )E1µ 21 + (1 1 2 ) (E1 + E2 )sin 2 cos 2 + ] ( ) + E1µ21 cos 4 + sin 4 G12 sin 2 2, B33 = (1 + 2 )G21 + (1 1 2 )[(E1 + E2 2E1µ 21) ];

sin 2 cos 2 + +G12 cos 2 0, 2 = 90 - относительная суммарная толщина слоев с углом 1 = укладки 0° и 90° соответственно;

0, 90 - суммарная толщина слоев с углом укладки 0° и 90° соответст венно;

- суммарная толщина пакета.

Задавая значения 1, 2 и угол для перекрестно армирован ных слоев в пределах следующих ограничений:

0 1, 0 2, (32) 0 ( 1 + 2 ) 1, 0° 90°, можно определить все упругие характеристики пакета.

Приведенная выше методика определения НДС, возникающего в поперечном сечении оболочки, позволяет задать последовательность, оптимизации структур и толщины панелей:

1. Задать деформации,, (рис. 2).

2. Из (20) системы уравнений определить произведения (E ), (E ), (E ).

3. Для i-й панели открыть циклы по 1, 2 и с учетом ограничений (32), в теле цикла производить вычисления:

3.1. Определить упругие характеристики (30) для этой панели;

3.2. Найти из произведения (E )i толщину панели i.

3.3. Определить деформации пакета панели согласно (10), (25) и (27).

3.4. Определить деформации и напряжения в слоях пакета по формулам (28) и (29).

3.5. Провести послойную оценку прочности панели.

3.6. Найти минимальную толщину пакета i, при которой будут выполняться прочностные ограничения.

4. Минимизировать толщину панелей для остальных панелей анало гично п.3.

5. В том случае, если хотя бы для одной из панелей не было найдено ни одной структуры, при которой выполняются прочностные огра ничения, то вернуться в п.1.

6. Продолжать пп. 1 – 5 для всех возможных комбинаций значений,,, записывая найденные значения толщины и структуры панелей в массив данных.

7. Отсортировать массив данных по возрастанию массы поперечного сечения оболочки.

Описанная выше методика оптимизации позволяет достаточно быстро найти оптимальные значения толщины и структуры панелей для заданных нагрузок и геометрии контура поперечного сечения оболочки.

К примеру, персональный компьютер Intel Celeron с тактовой частотой процессора 2.00 ГГц и оперативной памятью 1.00 ГБ выполняет такой расчет за 3-5 мин.

Для сравнения можно привести время расчета на таком же пер сональном компьютере программы, которая выполняет прямой перебор всех возможных решений (толщины и структур панелей), решая прямую задачу определения НДС [3] и оценку прочности поперечного сечения оболочки. Это время составляет более 2 часов.

Методика удобна тем, что она позволяет оптимизировать каждую панель в отдельности. Это в значительной степени упрощает алгоритм оптимизации и в конечном итоге код программного продукта.

Можно возразить, что существует большое количество методов условной нелинейной оптимизации, которые позволяют решать задачи с большим количеством неизвестных и ограничений. Однако все эти ме тоды основаны на определении производных 1-го и 2-го порядков от оп тимизируемой функции и ограничений, что в нашем случае является ус ложнением ввиду громоздкости и сложности формул, используемых для расчета НДС слоистых КМ.

Выводы Представлены теоретические зависимости и упрощенный алго ритм, которые лежат в основе методики оптимизации параметров попе речного сечения панелированного тонкостенного стержня.

Предложенная методика позволяет найти решение в относитель ных значениях толщины, которые при переходе к абсолютным, как пра вило, не дают целого числа монослоев. В таких случаях обычно округ ляют значения толщины в большую сторону до целого числа слоев. Од нако здесь такой шаг приведет к перераспределению жесткостей и, воз можно, к выходу за прочностные ограничения.

Вторым недостатком методики является то, что она не включает в себя проверки полученных решений на соблюдение ограничений ус тойчивости и прогиба.

Поэтому следующим этапом в данном исследовании должен быть оптимальный в смысле минимума массы переход от относитель ных значений толщины к абсолютным без нарушения ограничений проч ности, устойчивости и прогиба.

Список использованных источников 1. Веб-сайт компании AIRBUS http://www.airbus.com.

2. Веб-сайт компании BOEING http://www.boeing.com.

3. Симонов В.С. Проектирование фюзеляжа самолета с замкнутым по полу силовым контуром поперечного сечения / В.С. Симонов // Авиационно-космическая техника и технология. Сб. науч. тр. Нац.

аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (37). –Х., 2007.– C. 34 – 39.

4. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материа лов / В.В. Васильев. - М.: Машиностроение, 1988. – 272 с.

Поступила в редакцию 7.02.2009.

Рецензент: канд. техн. наук, проф. В.В. Кириченко, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков УДК 629.7.023.2 М. Жаркан МОДЕЛИРОВАНИЕ СТРУКТУРНЫХ ПАРАМЕТРОВ И ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ ТРАНСВЕРСАЛЬНО-АРМИРОВАННЫХ ВОЛОКНИСТЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В последние 20-30 лет постоянно росли объемы применения в авиастроении высокопрочных и высокомодульных композиционных материалов (КМ) и расширялась номенклатура деталей и агрегатов из них. Увеличение скорости и высоты полета и соответственно удельных нагрузок приводит к необходимости применения все более толстых обшивок, стенок, полок и т.п., что входит в противоречие с недостаточными прочностными свойствами КМ на смятие и межслойный сдвиг.

Одним из конструктивно-технологических решений (КТР), призванным повысить межслоевую прочность КМ, является дополнительное трансверсальное армирование композитными или металлическими стержнями малого диаметра, внедряемыми в препрег.

При внедрении дополнительных армирующих элементов в незаполимеризованный препрег волокна искривляются и изменяется их объемное содержание. Такой КМ является неоднородным и обладает переменной анизотропией физико-механических характеристик.

Применяемые в механике конструкций методы исследования напряженно-деформированного состояния (НДС) требуют знания функций изменения физико-механических свойств от координат (аналитические методы) или осредненных свойств по заранее заданному объему (численные методы).

Краткий анализ исследований по определению физико механических характеристик армированных КМ свидетельствует о том, что если известны структурные параметры (форма и упаковка, размеры волокон, свойства компонентов и т.п.), то имеющиеся теории и методики позволяют вычислить свойства КМ на любом уровне рассмотрения.

Наиболее известный вариант теории армирования оперирует следующими формулами для вычисления свойств монослоя КМ:

E1 = Eв + E м (1 ) ;

µ12 = µв + µ м (1 ) ;

GG G12 = ;

G + G (1 ) Eв E м [ Eв + E м (1 )] E2 = ;

[ Eв + Eм (1 )][ Eм + Eв (1 )] (1 ) [ Eв µ м Eм µв ] Eв в + Eм в (1 ) 1 = ;

Eв + E м (1 ) [ Eв + Eм (1 )][ в + м (1 )] + (1 )( м в )( Eв µ м Eм µв ), 2 = Eв + Eм (1 ) где - объемное содержание волокон;

E1, E2 - модули упругости вдоль и поперек волокон соответственно;

G12 - модуль сдвига;

1, 2 - коэффициенты линейного температурного расширения соответственно вдоль и поперек волокон.

Из этих зависимостей хорошее совпадение с экспериментальными данными наблюдается только для E1, µ12 и 1. Кроме того, решение этой системы уравнений относительно Eв, E м, µв, µ м, в, м может привести к многократному увеличению погрешности по сравнению с прямым расчетом.

Таким образом, восстановление свойств компонентов по приведенным формулам недостаточно оправдано, а их прямое экспериментальное определение вызывает принципиальные трудности из-за микроскопических размеров волокон, отличия свойств связующего в КМ от массива того же чистого материала и др. По этим причинам для трансверсально-армированных КМ актуальной является задача поиска путей и способов восстановления свойств волокон и матрицы по известным экспериментальным характеристикам однонаправленного монослоя КМ, что позволит более достоверно определять свойства материала, образующегося вокруг армирующих стержней. Это особенно важно, так как при внедрении стержней в КМ формируется "спутная" зона, состоящая из чистого связующего.

В связи с вышесказанным в работе получена модель и алгоритм определения структурных параметров КМ, армированного трансверсальными стержнями, которые служат основой теории армирования.

В основу разработанной расчетной схемы взаимодействия КМ, армированного стержнями, перпендикулярными к плоскости слоя, положены следующие допущения и предпосылки:

- армирующие стержни расположены упорядоченно. Практическое значение имеют тетрагональное и шахматное распределения, которые охватывают большинство практических задач;

- нити или волокна КМ представляют собой абсолютно гибкие и упругие стержни, помещенные в жидкое связующее, вследствие чего уравнение их упругой линии полностью определяется граничными условиями. Если при внедрении в препрег армирующих стержней такое допущение недостаточно оправдано, то после разогрева связующего, когда и происходит формирование структуры КМ, волокна ведут себя как упругие и гибкие стержни;

- при внедрении стержней слои КМ остаются плоскими и не изменяют свою толщину. Эти два допущения взаимосвязаны и дают возможность применять в последующих расчетах хорошо разработанную теорию слоистых сред [1-9];

- суммарная площадь волокон во всех сечениях постоянна, что следует из условия сохранения их целостности в процессе внедрения и полимеризации.

Рассмотрим случай для трансверсально-армированного КМ с тетрагональным расположением стержней.

а б з Модель взаимодействия КМ с трансверсальными стержнями Слой однонаправленного волокнистого КМ с армированием по оси x, который усилен стержнями диаметром d, расположенными по углам четырехугольника со сторонами t x и t y. Примем, что на основе экспериментальных исследований предопределены распределения tx объемного содержания в сечениях x = 0 и x = u0 или x =, а также параметры "спутной" зоны u0 и v0.

На основе принятых допущений и предпосылок уравнение упругой линии волокна (нити) записывается следующим образом:

y = a0 + a1 x + a2 x 2 + a3 x3, (1) ai ( i = 0,..., 3) определяются из естественных где коэффициенты граничных условий:

x = 0, y = yн, dy = 0;

dx (2) x = u0, y = yк, dy = 0.

dx Коэффициенты формы (1) зависят от координат начала y и конца y волокна и определяются из системы уравнений:

yн = а0 ;

а1 = 0;

2 yк = а0 + а1u0 + a2u0 + a3u0 ;

(3) 0 = а1 + 2а2u0 + 3a3u0, tx где u0 может принимать значение.

Из решения (3) получим 3( yк yн ) 2( yн yк ) а0 = yн ;

а1 = 0;

а2 = ;

а3 =. (4) 2 u0 u Подставим (4) в (1) и запишем уравнение упругой линии в виде x2 x y = yн + ( yк yн ) 2 (3 2 ). (5) u0 u Угол наклона волокна к оси x, являющегося углом армирования КМ в окрестности стержня, находят по формуле 6 x ( yк yн ) x dy = arctg = arctg (1 ). (6) dx u0 u Для определения текущего значения объемного содержания волокон в произвольной точке запишем условия сохранения количества волокон, исходящих из интервала dyн (см. рис.):

dyн н ( y ) = dyк к ( y ) = dy ( x, y ) cos. (7) Отсюда н ( y) к ( y) ( x, y ) = =.

y y cos cos (8) yн yк Здесь cos = ;

(9) y 1+ x y x2 x y = 1+ 1 2 3 2 ;

yн yн u0 u (10) x2 x y yн yн 3 2.

= + 1 yк yк yк u0 u Из условия целостности и непрерывности волокон следует уравнение взаимосвязи координат ( yн ) и ( yк ) :

y y y = y, (11) d где значение v0 (см. рисунок) может быть равным нулю.

Кроме того, для любого сечения x = const должно соблюдаться равенство y ty ( x, y ) y = 0. (12) Таким образом, для нахождения значений y и y волокна, проходящего через точку ( x, y ), необходимо решить следующую систему интегро-алгебраических уравнений:

y y ( y ) dy = ( y ) dy;

d v (13) x2 x y = y + ( y y ) 2 (3 2 ).

u0 u Для качественной оценки полученных результатов рассмотрим некоторые частные случаи распределения волокон в сечениях x = 0 и tx. Пусть н ( y ) = const, а к ( y ) = 0 при v0 = 0. Тогда из x = u0 = уравнения (12) получим ty н ( y ) = н. (14) ty d Система (13) в этом случае преобразуется к виду ty d ( yн ) = yк ;

t d y (15) 2dx 2t y y = y 1 + d 4 x (3 4 x ) 4x н 2 (3 ).

t y d tx t x t x (t y d ) tx Решением (15) являются следующие выражения для определения координат начала и конца волокон:

2dx 2t y 4x y+ (3 ) t x (t y d ) tx yн = ;

(16) 4dx 4x 1+ (3 ) t (t y d ) tx x 4x d 2dx t y y + 2 (3 ) tx tx yк =. (17) 4dx 4x (t y d ) 1 2 (3 ) t x (t y d ) tx Угол армирования КМ вычисляют по формуле t 24dx 2x ( y y )(1 ) t x (t y d ) tx = arctg. (18) 4dx 2 4x 1+ 2 (3 ) t x (t y d ) tx Текущее значение объемного содержания волокон определяется по формуле (8), в которой необходимо подставить выражения 4dx y 4x =1+ 2 (3 );

(19) yн t x (t y d ) tx 4 x2 4x y d = 1 1 2 (3 ).

(20) yк ty tx tx Решения (16) - (18) уточняют результаты, приведенные в [10-12], где был исследован этот случай при дополнительном требовании о равномерном распределении волокон во всех сечениях x = const, т.е.

( y ) = const.

Вторым важным для практики частным случаем является линейное распределение объемного содержания в сечении x = 0, а также tx постоянное и равное исходному при x =.

Использование зависимости приводит к следующему (12) выражению для н ( y ) :

t y + d 2 4dy.

= 0 (21) (t y d ) Система уравнений (13) принимает вид d d2 2 2 ( y )(t y + d ) 2d ( y ) = y (t y d ) ;

2 (22) y = y + ( y y ) 4 x (3 4 x ).

tx tx После решения (22) подставим найденные значения yн и yк в (6) и определим угол армирования КМ. Текущее значение объемного содержания волокон вычисляют по формуле (8), в которой 8(t y 2 yн ) x y 4x = 1+ 2 (3 ). (23) yн (t y d ) tx tx Выше были получены необходимые формулы для определения объемного содержания и углов укладки слоев КМ с исходным o армированием = 0.

В дальнейшем планируется получить зависимости для поперечных слоев с произвольным начальным углом армирования, а также с учетом угла наклона стержней и определить структурные параметры КМ при шахматном расположении стержней.

Вывод На основе обоснованной системы допущений построена модель взаимодействия волокнистого слоистого КМ с трансверсальными армирующими стержнями, расположенными тетрагонально, внедряемыми в препрег перед формованием конструкции. На базе этой модели получены формулы для определения объемного содержания волокон и их углов армирования как функций от координат для продольных слоев.

Список использованных источников 1. Амбарцумян С.А. Общая теория анизотропных оболочек / С.А. Амбарцумян. - М.: Наука, 1974. - 446с.

Амбарцумян С.А. Теория анизотропных пластин 2. / С.А. Амбарцумян. - М.: Наука, 1967. - 266 с.

Андриевская Г.Д. Высокопрочные ориентированные 3.

стеклопластики / Г.Д. Андриевская. - М.: Наука, 1966. - 370 с.

4. Ашкенази Е.К. Анизотропия конструкционных материалов.

Е.К. Ашкенази, З.В. Ганов. - Л.: Машиностроение, 1972. - 216 с.

5. Болотин В.В. Механика многослойных конструкций / В.В. Болотин, Ю.Н. Новичков. - М.: Машиностроение, 1980. - 375 с.

6. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материалов / В.В. Васильев. - М.: Машиностроение, 1988. - 272 с.

Васильев В.В. Некоторые вопросы оптимального 7.

проектирования тонкостенных конструкций из композиционных материалов / В.В. Васильев // Актуальные проблемы авиационной науки и техники. - М.: Машиностроение, 1984. - С. 66-67.

8. Дудченко А.А. Анизотропные многослойные пластины и оболочки / А.А. Дудченко, С.А. Лурье, И.Ф. Образцов // Итоги науки и техники. Сер.

Механика деформируемого твердого тела. - М.: ВИНИТИ, 1983. - Т. 15. С. 3-68.

9. Основы проектирования и изготовления конструкций летательных аппаратов из композиционных материалов / В.В. Васильев, А.А. Добряков, А.А. Дудченко и др. - М.: МАИ, 1985. - 218 с.

10. Карпов Я.С. Деформативные свойства соединения деталей из композиционных материалов с крепежными микроэлементами / Я.С. Карпов, В.Д. Локтионов // Конструкция и технология получения изделий из неметаллических материалов: тез. докл. XII Всесоюз. конф. Обнинск, ноябрь 1990. ДСП.

11. Карпов Я.С. Исследование физико-механических свойств волокнистого композиционного материала в окрестности крепежного элемента. Я.С. Карпов, В.Д. Локтионов // Проектирование элементов конструкций летательных аппаратов: Темат. сб. науч. тр. ХАИ. - Харьков, 1988. - С. 23-29.

12. Локтионов В.Д. Деформативные свойства элементов соединений деталей из композиционных материалов: Дис... канд. техн.

наук. - Харьков, 1991. – ДСП.

Поступила в редакцию 03.02.09.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.Е. Гайдачук, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков УДК 628. С.А. Филь, канд. техн. наук, В.В. Мерзлюк, канд. техн. наук, Г.В. Неминский, М.Н. Сейдмуратов, М.В.Муштай СТАТИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬ НА ВЫРЫВ И СМЯТИЕ ВТУЛОК В ПАНЕЛЯХ ИЗ КМ В современной авиации, как ни в одной другой отрасли техники, за исключением, быть может, космической, издержки на эксплуатацию массы конструкции являются очень существенными. Поэтому вопрос минимизации веса конструкции самолета является очень актуальным.

Учитывая, что улучшение механических характеристик металлических сплавов практически исчерпывает себя, особое внимание уделяется применению новых материалов, в том числе и материалов из КМ, которые по своим прочностным и жесткостным характеристикам превосходят металлы. КМ очень дорогие и поэтому эффективность их использования в конструкции самолета напрямую зависит от оптимального выбора конструктором агрегатов, изготовление которых из КМ экономически обосновано.

Применение в конструкции элементов из КМ порождает новые проблемы, связанные с их соединением как между собой, так и с металлическими конструкциями. Этот вопрос – один из важных в проектировании конструкций с применением КМ. Соединения выполняют, по крайней мере, две функции фиксируют взаимное положение деталей и определяют характер их взаимодействия.

Соединения материалов из КМ может выполняться следующими путями:

– механический крепеж (использование болтов, заклепок или других крепежных элементов);

– крепления с помощью склеивания КМ;

– сваркой термопластичных материалов.

Первый путь – это практически механический перенос опыта накопленного при проектировании металлических конструкций. При этом конструкция детали из КМ значительно усложняется, так как необходимо обеспечить в зоне установки крепежа целостность волокон (конструктивное обеспечение места под крепеж). В противном случае, перерезая волокна, мы уменьшим несущую способность детали. В металлических конструкциях на организацию стыка приходится 15…25% увеличения массы по сравнению с регулярным сечением. При этом в соединениях, как правило, возникают примерно 80% разрушений. В соединениях из КМ при введении стыков увеличение веса составляет примерно 60…70%. При этом прочность механических соединений из КМ в 2-3 раза меньше, чем металлических.

Построение математической модели стыка из КМ очень сложно ввиду многопараметрической зависимости напряжений от различных конструктивно-технологических факторов, которым можно отнести:

– отсутствие простой зависимости между прочностными характеристиками на смятие и растяжение;

– необходимость определения коэффициента податливости крепежного элемента;

– необходимость учета прочности КМ на межслойный сдвиг;

– реализуемость толщины клеевой прослойки;

– нелинейная диаграмма деформирования клеевого соединения [2] и т.д.

Поэтому получение этих данных приводит к необходимости проведения больших объемов экспериментальных работ. Соединяя детали из КМ с помощью клея или сварки, получаем неразъемные соединения, что не всегда приемлемо.


При этом отметим, что склеивание высоконагруженных деталей, хотя теоретически возможно, но его трудно реализовать в условиях серийного производства из-за исключительно высоких требований к параметрам и качеству выполнения операций технологического процесса, из-за отсутствия надежных методов неразрушающего контроля. Кроме того, известно, что клеевые соединения могут передавать силовые потоки небольшой интенсивности (до 15 кН/см) [1] и существует проблема деструкции клея в процессе длительной эксплуатации. Существует также проблема выполнения ремонта в эксплуатации [1].

Поэтому в практике для получения достоверных прочностных характеристик соединений материалов из КМ проводят, как правило, испытания определенного типа соединений, применяемых разработчиком в элементах своих интерьеров, и тем самим определяют его несущую способность.

Необходимость сборки агрегатов интерьера вне самолета, а также выполнение требований технологичности, ремонтопригодности вынуждает конструкторов вводить стыки в модульных конструкциях буфетов, багажных полок, гардеробов.

Для соединений между собой деталей интерьера, пассажирского и бытового оборудования с помощью механического крепежа используются, как правило, переходные детали (уголки, фитинги и т.д.), которые крепятся к панелям из КМ механическим крепежом. При этом в панелях из КМ устанавливаются специальные втулки под крепеж.

Изготовление, установка втулок в детали агрегатов, последующий их монтаж влияют на технологичность и время сборки агрегатов интерьера. Например, количество втулок в конструкции буфетов самолета Ан-148-100 составляет: 626 втулок в переднем буфете и втулки в заднем буфете. Это требует проведения оптимизации, связанной с минимизацией количества втулок при сохранении требований прочности и технологичности, а также поиска наиболее рационального, в смысле обеспечения статической прочности, варианта установки втулок.

В настоящей работе рассматриваются различные варианты установки втулок в трехслойные панели из КМ. Для оценки несущей способности по вырыву втулок из панелей из КМ и смятия панели под втулкой были проведены статические испытания для различных вариантов установки втулок в трехслойных панелях из КМ толщиной и 21 мм. С этой целью были разработаны и изготовлены образцы трехслойных панелей из КМ, а для проведения испытаний – специальные приспособления.

Трехслойные панели были изготовлены по двум технологиям:

1) клеевая (обшивки из двух слоев ткани Т10-14 на связующем 5 211БН соединялись с полимерным сотовым заполнителем ПСП1-2,5- с помощью клея ВК-46);

2) бесклеевая (обшивки из двух слоев ткани Т10-14 на связующем ФП-520 и полимерный сотовый заполнитель ПСП1-2,5-48 по бесклеевой технологии (клеевой слой заменен прокладкой из препрега Т-15(П) 76/ФП-520)) (рис. 1).

Обшивки Т10-14 (2 слоя) на связ. 5-211БН или Обшивки Т10-14 (2 слоя) на связ. 5ФП- Сотовый заполнитель ПСП1-2,5- Клей ВК- Или Препрег Т15(П)- Рисунок Установка втулок в образцах из КМ толщиной 11 и 21 мм выполнялась по следующим шести вариантам (рис. 2).

Для испытаний на вырыв были изготовлены образцы 60 мм по штук для каждого варианта установки втулок на каждую технологию изготовления трехслойных панелей, а для испытаний на смятие изготавливались образцы с размерами 70х300 мм, в которых устанавливались по 5 втулок. Для каждого варианта установки втулок и на каждую технологию изготовления трехслойных панелей изготовлено по одному такому образцу.

Рисунок I – А) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки отверстие по центру образца на клею ВК-9 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005;

– В) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки отверстие по центру образца на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

II – А) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, через которое удалили часть сотового заполнителя, на клею ВК-9 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005;

– В) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, через которое удалили часть сотового заполнителя, на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

III – А) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ- (20х20мм), на клею ВК-9 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005;

– В) в предварительно вскрытое до противоположной обшивки по центру образца отверстие, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ- (20х20мм), на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

IV – А) в предварительно вскрытое сквозное отверстие по центру образца, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ-10 (20х20мм), на клею ВК-9 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73;

– В) в предварительно вскрытое сквозное отверстие по центру образца, где установлен вкладыш из пасты ВПЗ-10 (20х20мм), на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73.

V – А) в предварительно вскрытое по центру образца сквозное отверстие, через которое удалили часть сотового заполнителя, на клею ВК-9 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73;

– В) в предварительно вскрытое по центру образца сквозное отверстие по центру образца на пасте ВПЗ-10 устанавливается втулка АНУ 7979.007.005.

VI – А) в предварительно вскрытое по центру образца сквозное отверстие по установленному вкладышу из пасты ВПЗ-10 (20х20мм) на клею ВК-9 устанавливается втулка 20-01-ОСТ1 11149-73.

Испытания проводились в специально разработанных приспособлениях в испытательной машине 1231У-10.

Результаты статистической обработки результатов испытаний на вырыв и смятие трехслойной панели из КМ толщиной 11 мм приведены в таблице, а характер разрушения образцов после испытаний на вырыв втулок и смятие панелей под втулкой – на рис. 3.

Как известно, при статистической обработке результатов испытаний образцов обычно используют распределение Вейбулла, но ввиду того, что для каждого уровня нагрузок при испытаниях было испытано ограниченное количество образцов (5 штук), при обработке использовано распределение Стьюдента. Выборочное среднее квадратичное отклонение S долговечности определялось по формуле:

1 n 1 n Ni Ni.

S= n 1 i =1 n i =1 Ширина доверительного интервала определяется так:

1 n S 1 n S Ni t + Ni, t n i =1 n i = n n где t = 2,766 при количестве образцов на точку 5 штук и доверительной вероятности 0,95.

Представленные в таблице результаты испытаний для панелей толщиной 10 мм показывают, что применение бесклеевой технологии изготовления трехслойных панелей приводит, по сравнению с клеевой технологией, к повышению усилий:

- смятия панели под втулкой в:

вырыва втулок в:

-1,6 раза для соединений I А;

- 1,44 раза для соединений I А;

-1,31 раза для соединений I В;

- 2,0 раза для соединений I В;

-1,27 раза для соединений II А;

- 1,91 раза для соединений II А;

-1,56 раза для соединений II В;

- 1,4 раза для соединений II В;

- 1,18 раза для соединений III А;

- 1,7 раза для соединений III А;

- 1.03 раза для соединений I I I В;

- 1,03 раза для соединений III В;

- 2,18 раза для соединений IV А;

- 1,09 раза для соединений IV B;

- 1,35 раза для соединений V А;

- 1,17 раза для соединений V А.

S 1n Тип Тип Технология = Pi соединения испытания n i = A 59,2 749 675 X вырыв Клеевая 202 1866 1664 X срез B 67,2 790 704 X вырыв 96,4 1280 1183 X срез I 130 1196 1035 X А вырыв Бесклеевая 472 2678 2206 X срез 146 1036 854 X В вырыв 171 2632 2632 X срез A 75 786 711 X вырыв Клеевая II 225 2830 2605 X срез B 226 737 511 X вырыв 260 2376 2116 X срез 209 1004 795X А вырыв Бесклеевая 797 5417 4620 X срез 146 1150 1004 X В вырыв 666 3890 3224 X срез A 40 1060 1020 X вырыв Клеевая III 368 2924 2556 X срез B 118 960 842 X вырыв 609 3548 2939 X срез 185 1250 1065 X А вырыв Бесклеевая 729 5033 4304 X срез 76 990 914 X В вырыв 406 3650 3244 X срез IV 220 1750 1476X А срез Клеевая 259 1576 1253X В срез 220 3825 1600X А срез Бесклеевая 248 1722 1354X В срез V 384 2954 2477X А срез Клеевая 396 2596 2104X В срез 144 3983 3625X А срез Бесклеевая 148 3030 1188Х В срез VI 151 2608 2420Х А срез Клеевая Характер смятия трехслойной панели под Характер разрушения трехслойной втулкой панели при вырыве втулки Рисунок Испытания на смятие под сквозной втулкой для исполнений VI проводилось только для исполнения VIА.

Аналогичные результаты получены и при испытании панелей толщиной 21 мм (см. диаграмму на рис. 4).

Повышение статической прочности на вырыв и смятие панели под втулкой обусловлено увеличением толщины обшивки за счет введения дополнительного слоя стеклоткани Т15(П), используемой для приклеивания обшивки к вкладышам из ВПЗ и сотам.

Кроме указанных выше типов крепления возможно крепление непосредственно к торцевым поверхностям трехслойных панелей из КМ, в которых втулки устанавливаются непосредственно в заливку из пасты ВПЗ-10.

Для оценки прочности крепления втулки в заливке из ВПЗ можно воспользоваться результатами эксперимента III. Кроме того, необходимо рассмотреть вопрос прочности крепления заливки из ВПЗ к обшивке трехслойной панели. Заливка, в которую устанавливаются втулки для соединения панелей из КМ, имеет, как правило, размер в плане 20*20 мм и склеивается с обшивкой трехслойной панели с помощью клея. Для оценки несущей способности такого крепления рассмотрим задачу о распределении напряжений в элементах стыка (обшивка – I, ВПЗ – II и слой клея – III), показанного на рис.5.

Рисунок Рисунок Обшивка состоит из трех слоев стеклоткани: два слоя Т10- (укладка 00/900) и одного слоя Т15П (укладка 00). Модуль упругости обшивки вдоль действия усилия Е = 24,9 ГПа определялся по программе «Композит» разработки ЦАГИ.

Если принять, что клеевой слой имеет упругую диаграмму деформирования, то задача определения напряженного состояния в клеевом слое сводится к линейному дифференциальному уравнению второго порядка с постоянными коэффициентами [2]:


d 2 EF G(1 + )b 2 = 0, где 2 =, = II II.

dx 2 tE II FII E1F Интегрируя это выражение, получаем аналитическое выражение для распределения касательных напряжений в клеевом слое в виде ( x ) = C1e x C 2 e x, а распределение нормальных напряжений в элементах стыка в виде Pm b хm = (1)m (C1 exp(x ) C2 exp(x )) +, где m = 1 2.

, Fm Fm (1 + ) [P ( exp(R ) + exp( R ))] C1 = Константы и b(1 + )(exp( 2R ) exp(2R )) [P (exp(R ) + exp( R ))] C2 = определяются из граничных b(1 + )(exp( 2R ) exp(2R )) условий (напряжения x = 0 в элементе I при x = a и x = 0 при x = a в элементе II.

Касательные напряжения в клеевом слое и напряжения в соединяемой детали зависят от механических характеристик соединяемых элементов и величины модуля сдвига клея. На рис. показано изменение касательных напряжений в клеевом слое и продольных нормальных напряжений в элементе I для трех значений величины модуля сдвига клея G = 50 МПа (I, II), G = 500 МПа (III, IV) G = 1000 МПа (V, VI) при значении для материала II модуля упругости E = 600 МПа и для модуля сдвига клея G = 1000 МПа при значении для материала II модуля упругости E = 3730 МПа (VII, VIII).

Из рис. 6, видно, что распределение напряжений по длине стыка неравномерно. В случае 1 (эпюры 1,3,5), когда величины жесткостей соединяемых деталей равны, величины касательных напряжений достигают экстремальных значений у краев стыка.

При увеличении жесткости элемента I величина касательного напряжения в слое клея достигают экстремальных значений у левого края стыка, а при увеличении жесткости элемента II (см. эпюру 7) величина касательного напряжения в слое клея достигает экстремальных значений у правого края стыка. Эпюры распределения напряжений в обшивке по размаху стыка при одной и той же величине модуля сдвига клея также зависят от соотношения жесткостей соединяемых элементов (см. эпюры 6 и 8). Кроме того увеличение величины модуля сдвига клея приводит к увеличению градиента напряжений у краев стыка.

Длина стыка, м*10Е- Рисунок Была разработана конечно-элементная модель клеевого стыка (см.

рис. 7), в которой клеевой слой III соединялся с обшивкой I и заливкой II с помощью жестких стержней. Было рассмотрено три варианта модели, в которых жесткость элемента обшивки I соответствовала жесткости обшивки модели рис.4, а модуль упругости элемента II принимался равным 100 МПа, 600 МПа, 3730 МПа. Характер изменения перерезывающих сил в стержнях приведен на рис. 7 и подтверждает результаты, полученные аналитическим расчетом.

Так как реальная загрузка заливки из ВПЗ происходит через металлическую втулку, то распределение напряжений между обшивкой трехслойной панели и заливкой под установку втулки, будет несколько иным, что вызвано сложной картиной передачи нагрузки от втулки к вкладышу из ВПЗ и от вкладыша на обшивку. Для получения картины распределения нормальных напряжений в обшивке из КМ и касательных напряжений в клеевом слое использовался конечно-элементный численный программный комплекс NASTRAN. Была разработана упрощенная модель нагружения соединения, состоящая из обшивки из КМ, вкладыша 20х20х20 из ВПЗ-1 и прослойки клея между обшивкой и вкладышем из ВПЗ-1 (см. рис. 8). Результаты расчета показывают, что изменение нормальных напряжений в обшивке по длине стыка плавное (близкое к линейному), что вызвано включением в работу массива из ВПЗ.

Рисунок При этом максимальные значения нормальных напряжений принимают по продольной оси клеевого стыка. Учитывая, что стык симметричен, а величина передаваемого стыком усилия равна 1000 Н, через одну плоскость стыка передается половина усилия, т.е. 500 Н.

Распределение нормальных напряжений по длине стыка плавное, это позволяет предположить, что такое включение в работу конструкции системы «втулка-ВПЗ» обеспечивает распределение касательных (т.е усилий под длине стыка близкое к равномерному = P / F = 1,25МПа p [ ]).

Поэтому несущая способность соединения определится усилием вырыва втулки из вкладыша из ВПЗ и в зависимости от технологии установки составит 700…1000 Н. При этом в соответствии с требованиями авиационных Норм и Правил (например АП 25) при выполнении расчетов на прочность к экспериментальным данным необходимо применять дополнительный коэффициент безопасности, учитывающий воздействие климатических условий, технологические факторы, стабильность характеристик исходных материалов, наличие концентраторов напряжений и т.д.

Нормальные напряжения в обшивке, действующие вдоль модели (Nastran) Т-10-14, 0град (край) Т-10-14 (середина) sigma, МПа Т-10-14, 90град (край) Т-10-14 (середина) Т-15, 0град (край) 20 Т-15 (середина) 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 - l, м*10Е- Рисунок Выводы 1. Бесклеевая технология изготовления трехслойных панелей приводит к повышению усилий вырыва втулки и смятия материала трехслойной панели под втулкой. Такие соединения рекомендуется применять в конструкциях интерьера самолета в местах, где происходит передача больших усилий. При проектировании соединений панелей из КМ, изготавливаемых по приведенной выше технологии с использованием односторонних вклеиваемых втулок, величины расчетных усилий на вырыв втулок, устанавливаемых по клеевой технологии, следует принимать не более 700 Н, а по бесклеевой технологии - 1000 Н;

расчетные усилия смятия панели под втулкой для втулок, устанавливаемых по клеевой технологии, следует принимать не более 1500 Н, а по бесклеевой технологии - 2500 Н.

При проектировании соединений панелей из КМ с использованием сквозных вклеиваемых втулок величины расчетных усилий смятия панели под втулкой для втулок, устанавливаемых по клеевой технологии, следует принимать не более 1500 Н, а по бесклеевой технологии - 3000 Н.

2. Распределение касательных напряжений в клеевом слое зависит от соотношений жесткостей соединяемых деталей и модуля сдвига клея. При этом в случае сбалансированности жесткостных характеристик EI FI = EII FII соединяемых деталей максимальные напряжения сдвига наблюдаются по обеим границам клеевого стыка. В случае несбалансированных жесткостных характеристик EI FI EII FII максимальные касательные напряжения возникают по границе стыка со стороны торца более жесткого элемента соединения. Для сбалансированного соединения уменьшение модуля сдвига клея приводит к более равномерной передаче нагрузки от одного элемента стыка к другому по длине стыка.

Список использованных источников 1. Карпов Я.С. Соединения деталей и агрегатов из композиционных материалов / Я.С. Карпов. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 2006. – 358 с.

2. Кутьинов В.Ф. Расчет несущей способности клеевого соединения при совместном воздействии нагрузок и температур с учетом реальной диаграммы деформирования клеевого слоя // Тр. ЦАГИ 2629, – 1997. – С. 3 – 15.

Поступила в редакцию 19.02.09.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. Я.С. Карпов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков УДК 629.735.33.017.1 М. Абухабел, Н.А. Люшня, д-р техн. наук А.И. Рыженко СОПОСТАВЛЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ РАЗЛИЧНОЙ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ Пассажирский или грузовой (в общем случае конвертируемый) самолет в полной мере приобретает значение транспортного средства (т.е. средства материального производства) лишь тогда, когда он удов летворяет трем основным требованиям: экономичности, регулярности и безопасности. Транспортная эффективность, обеспечивающая в опре деленной степени выполнение первого из этих требований, может быть охарактеризована различными критериями. Актуальность данной рабо ты обусловлена необходимостью исследования тенденций развития со временной транспортной авиации с точки зрения изменения ее эффек тивности в условиях обеспечения повышенной надежности, боевой и эксплуатационной живучести, производственной и эксплуатационной технологичности, базирования на малоподготовленных аэродромах, укороченного взлета и посадки и т.п.

Критерий топливной эффективности ( k. ), получивший широкое применение в 70-е годы прошлого столетия, не претерпел изменения в своем математическом выражении с тех пор, как он был впервые пред ложен. Этот критерий является интегральным, поскольку топливная эффективность зависит от аэродинамического совершенства самолета;

газодинамического совершенства двигателей;

весового совершенства конструкции, двигателей и систем оборудования;

от применения актив ных систем управления, большая часть которых приводит к снижению расхода топлива через снижение массы конструкции и уменьшение со противления. Следовательно, этот критерий достаточно объективно ха рактеризует общую эффективность самолета. Математически топлив ный критерий k. транспортного самолета определяется как расход топлива на тонно-километр транспортирования коммерческой нагрузки [1]:

m k. =, (1) m. L где m — масса топлива на старте, кг;

m. — масса коммерческой на грузки, т;

L — дальность полета, км.

В качестве критерия, характеризующего транспортную эффек тивность самолета, проектируемого по заданным дальности и грузо подъемности, принято отношение веса пустого снаряженного самолета к тонно-километру транспортируемого груза [2]:

m.

kT =, (2) m. L где m. — масса пустого снаряженного самолета, кг;

m. — масса коммерческой нагрузки, т;

L — дальность полета, км.

В этом случае масса пустого самолета не в меньшей степени, чем весовая отдача, характеризует транспортную эффективность самолета.

При заданных значениях коммерческой нагрузки и дальности полета наиболее экономичен самолет с минимальным значением m.. Раз мер и, следовательно, тоннаж самолета определяют его грузоподъем ность и дальность полета, поэтому массу пустого снаряженного самоле та целесообразно относить не к массе коммерческой нагрузки, а к про изведению дальности полета и коммерческой нагрузки m. L.

В ходе выполнения данного исследования проведены расчеты кри териев k и k. для современных турбореактивных и турбовинтовых транспортных самолетов с различной полезной нагрузкой и дальностью полета. Данные самолетов [3] для расчета критериев k и k. пред ставлены соответственно в табл. 1 и 2. Изменение величины критерия k для турбовинтовых и турбореактивных транспортных самолетов с увеличением их грузоподъемности наглядно показано на рис. 1. На рис. 2 приведен график значений критерия k. для современных тур бовинтовых и турбореактивных самолетов в зависимости от дальности полета. При вычислении величин k, k. и построении графиков kT = f ( m0 ) и k. = f ( L ) приняты следующие условия:

а) весовые данные соответствуют полету самолетов с максимальной коммерческой нагрузкой на соответствующую ей наибольшую даль ность;

б) учитывается практическая дальность L (без расходования аэронави гационного запаса).

Обратим внимание, что наивысшую транспортную эффективность характеризует наименьшее значение этих критериев. Точки, располо женные выше кривых, относятся к менее экономичным самолетам соот ветствующей грузоподъемности.

Анализ полученных результатов позволяет сделать следующие выводы:

1. Закономерности, выраженные этими графиками, достаточно объективны: большинство точек, соответствующих как турбовинтовым, так и турбореактивным транспортным самолетам, лежат вблизи кривых с удовлетворительным разбросом.

2. Исключение составляют несколько самолетов, данные которых несколько ниже по вполне объяснимым причинам. Например, очевидно, что эффективность самолета укороченного взлета и посадки ниже, чем у обычных самолетов.

Таблица 1 — Данные самолетов, сопоставляемых по критерию k.

Масса ком Масса Дальность Название са- Тип двига- мерческой на топлива полета молета телей грузки кг т км Ан- 4 ТРДД 213714 135 SATIC A300 600ST 2 ТРДД 50950 47.6 2 ТРДД 13210 10 Ан-74ТК- Do.428JET 2 ТРДД 4640 4.855 4 ТВД 38000 47 Ан- 2 ТВД 2760 5.5 Ан-26Б PZL M-28 2 ТВД 870 2 DHC-8 2 ТВД 2324 4.241 Таблица 2 — Данные самолетов, сопоставляемых по критерию k Масса пусто Масса ком го снаряжен- Дальность Название Тип двига- мерческой полета ного самоле самолета телей нагрузки та кг т км Airbus A380 4 ТРДД 249000 150 4 ТРДД 173000 135 Ан- Boeing 747 4 ТРДД 176700 113 Ан-74ТК 2 ТРДД 19000 10 Do.428JET 2 ТРДД 11645 4.855 4 ТВД 73000 47 Ан- 2 ТВД 15020 5.5 Ан-26Б Сухой С 2 ТВД 9450 3.5 80ГП 2 ТВД 10556 7 Ил-114Т 3. Заметный разброс точек получен для значений k.. Объясняет ся это тем, что относительная величина расхода топлива является функцией многих переменных, в частности, значения аэродинамическо го качества, удельного расхода топлива двигателей, весовой отдачи са молета по топливу и т.п. Влияние этих параметров является темой са мостоятельного исследования.

Ан-74ТК- 0. 0. 0. k_т.э, кг/т*км 0. Do.428JET самолеты с ТРД 0. самолеты с ТВД 0. Ан- PZL M- 0. Ан-26Б A300-600ST 0. DHC- Ан- 0. 0 2000 4000 6000 Lтех, км Рисунок 1 — Изменение расхода топлива на тонно-километр перевозимого груза в зависимости от технической дальности полета 2. Cухой С-80ГП Ил-114Т k_т, кг/т*км самолеты с ТРД 1.5 Do.428JET самолеты с ТВД Ан-74ТК- Ан-26Б 0. Ан- Airbus A Ан- Boeing 747- 0 200 400 m_0, т Рисунок 2 — Изменение отношения веса пустого снаряженного самолета к тонно-километру в зависимости от взлетной массы 4. Расход топлива на тонно-километр у турбореактивных самоле тов при эксплуатации на линиях, по протяженности соответствующих оп тимальной дальности, заметно выше, чем у сопоставимых с ними турбо винтовых самолетов. Значение критерия k. турбореактивных самоле тов приближается к значению турбовинтовых самолетов при большой дальности полета (начиная с 6000 км). Преимуществом самолетов с турбореактивными двигателями является бльшая скорость полета, что существенно для пассажирских самолетов, но не имеет определяющего значения для транспортных. Соответственно, самолеты, для которых предусмотрена возможность более или менее оперативного конверти рования из пассажирского варианта в транспортный или грузо пассажирский, неизбежно уступают по своим характеристикам чисто транспортным самолетам, оптимизированным только для этого назна чения.

5. По характеру зависимостей критерия k от взлетного веса са молетов и критерия k. от дальности полета, полученных по использо ванной методике, можно выявить влияние основных технических пара метров самолетов на их транспортную эффективность и определить оп тимальные значения этих параметров, что является наиболее важным при создании нового самолета. В перспективе развитие используемой математической модели позволит учесть влияние большего количества параметров на эффективность воздушного судна.

Список использованных источников 1. Проектирование гражданских самолетов / И.Я. Катырев, М.С. Неймарк, В.М. Шейнин и др. – М.: Машиностроение, 1991. – 667 с.

2. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пасса жирских самолетов / В. М. Шейнин. – М.: Гос. науч.-техн. изд. «Оборон гиз», 1962.– 363 с.

3. Гражданская авиация: мультимедийный справочник [электрон ный ресурс] 1 электрон. опт. Диск (DVD-ROM).

4. Проектирование самолетов / С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Ли сейцев и др.;

под ред. С.М. Егера. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с.

3.Основы общего проектирования самолетов с газотурбинными двигателями: учеб. пособие / П.В. Балабуев, С.А. Бычков, А.Г. Гребенни ков и др. – Х.: Нац. Аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. – ч.2, 390 c.

6. Шейнин В. М. Весовое проектирование и эффективность пас сажирских самолетов / В. Шейнин, В. Козловский. – М.: Машинострое ние, 1984. – 552 с.

Поступила в редакцию 02.09.2009 г.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. С. А. Бычков, АНТК «Антонов», г. Киев УДК 620.22-419:539.3 Т.А. Литвинова ПРОЕКТИРОВАНИЕ СТРУКТУРЫ КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА «В ТОЧКЕ» ПО КРИТЕРИЮ МИНИМУМА ПОТЕНЦИАЛЬНОЙ ЭНЕРГИИ ДЕФОРМАЦИИ Введение Оценка прочности композиционных материалов (КМ) в «точке»

проводится на основе критериев прочности.

Всякая задача оптимального проектирования включает в себя три обязательные составляющие:

1) критерий проектирования;

2) ограничения;

3) метод решения задач оптимизации.

Критериев проектирования очень много и выбор того или иного зависит от решаемой задачи. Наиболее общим критерием проектирования является минимальная суммарная стоимость разработки, производства, эксплуатации и утилизации изделия.

Для многих объектов этому глобальному критерию можно поставить в соответствие с некоторой долей достоверности другие критерии. В авиастроении – это минимум массы. Часто в качестве цели проектирования применяют:

1) максимум жесткости при заданной массе;

2) максимум несущей способности при заданной массе;

3) критерий стабильности размеров при изменении температуры эксплуатации;

4) критерий равнопрочности;

5) критерий минимума потенциальной энергии деформации;

6) другие.

В данной работе исследуется критерий минимума потенциальной энергии деформации. В связи с тем, что структура КМ неизвестна, ограничения по прочности записаны для каждого слоя.

Так как в общем виде задача до сих пор не решена, то примем следующие допущения:

1) КМ всех слоев одинаковый;

2) проектируемая структура ортотропна.

Проектирование КМ «в точке» заключается в поиске углов армирования слоев пакета, при которых потенциальная энергия деформации будет минимальной, а условия прочности в виде критерия Мизеса - Хилла для каждого слоя будут выполняться.

Целью данной работы является проверка работоспособности и эффективности критерия минимума потенциальной энергии деформации, имеющего большое значение при учете явлений устойчивости.

Критерий проектирования 1.

Критерий минимума потенциальной энергии деформации может быть использован для задач оптимизации конструкции, при этом в результате решения получается конструкция максимальной жесткости при заданном объеме материала конструкции, поскольку уменьшение потенциальной энергии деформации соответствует уменьшению работы внешних сил на соответствующих перемещениях согласно выражению U = A, являющемуся записью теоремы Клайперона для упругого тела, находящегося в состоянии равновесия [1]. При неизменных внешних силах уменьшаются перемещения упругого тела, что свидетельствует об увеличении жесткости упругой системы. В данной работе не ставится вопрос о прочности конструкции, полученной на основе критерия минимума потенциальной энергии деформации. Если принять энергетическую гипотезу прочности, то равнопрочная пластина с постоянным объемом материала будет пластиной максимальной жесткости. Критерием жесткости в данном случае является величина, обратная потенциальной энергии деформации.

Введем потенциальную энергию деформации U = W (, )dV. (1) - объем элемента сплошной среды. Квадратичная форма Здесь ( ) W (, ) = + + + + + (2) представляет собой энергию, накопленную в единице объема упругой среды, и называется упругим потенциалом [2]. С помощью физических соотношений, связывающих напряжения и деформации, потенциал W может быть выражен только через деформации или напряжения. В результате получим U = W ( ) dV;

U = W ( ) dV. (3) Критерий проектирования имеет вид n U = i i min, (4) i= U – удельная потенциальная энергия деформации;

где i, i – напряжения и деформации слоев КМ, связанные физическими соотношениями [3]:

1i = E1i (1i + µ21i2i );

2i = E2i (2i + µ12i1i );

(5) 12i = G12i 12i.

Из уравнений совместности деформации имеем 1i = x cos2 i + y sin2 i + xy sin i cos i;

2i = y cos2 i + x sin2 i xy sin i cos i;

(6) 12i = ( y x )sin2i + xy cos 2i, где NxB22 NyB ;

x = B NyB11 NxB ;

y = (7) B qxy.

xy = B Здесь E1i, E2i - модули упругости слоя вдоль и поперек волокон соответственно;

G12i – модуль сдвига слоя в осях 1, 2;

µ12i, µ 21i - коэффициенты Пуассона;

Nx, Ny, qxy – внешние усилия;

B = B11B22 B12 ;

Bij - жесткостные коэффициенты КМ, определяемые по формулам:



Pages:   || 2 | 3 |
 





 
© 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.