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 3 (59)

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 3(59) июль – сентябрь 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 № 1 от 23.09.2009 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………......…...............…………………………… Бойко Т.С. Влияние параметров профиля типового полета на долговечность крыла неманевренного самолета ………………… Рыженко А.И., Куць Т.А. Определение требуемого быстродей ствия устройств аварийного гашения флаттера свободноле тающих динамически подобных моделей самолетов ……………. Ивановский В.С. Особенности проектирования и эксплуатации композитного баллона с пластиковым лейнером ……………......... Бойчук И.П., Ларьков С.Н., Силевич В.Ю. Сравнение механи ческих моделей колебания лепесткового клапана ……………….. Фомичев П.А., Третьяков А.С. Методика определения ло кальных упругопластических напряжений и деформаций в усло виях совместного действия напряжений растяжения-сжатия и изгиба ……………………………………………………………………… Третьяков А.С., Черных А.А. Циклические деформационные и усталостные характеристики сплава Д16АТ при асимметричном мягком регулярном нагружении ………………………………………. Карпов Я.С., Ивановская О.В., Жаркан М. (Moham med R. Gharkan) Определение деформативных свойств конеч но-размерного объема композиционного материала с трансвер сальным армированием ………………………………………………. Цирюк А.А., Фролова К.А. Сравнительный анализ по массе воздушных аккумуляторов давления различных геометрических форм ………………………………………………………………………. Гайдачук В.Е., Кондратьев А.В., Омельченко Е.В. Методика предэскизного проектирования панельных композитных конст рукций летательных аппаратов с трубчатым заполнителем.……. Кирьянчук А.Л. Анализ потерь в цилиндрических вихревых трактах при течении двух смешиваемых жидкостей ……………… Аврамов К.В., Филипковский С.В., Федоров В.М., Пирог В.А.

Дискретные модели колебаний перекачиваемой жидкости в тру бопроводах с газожидкостным демпфером ………………………… Мачехин Ю.П., Афанасьева О.В., Лалазарова Н.А., Попова Е.Г. Применение импульсных лазеров малой мощности для поверхностной закалки сталей ………………………………….. Приймаков О.Г., Джус Р.М. Фізичне та математичне моделю вання процесу утворення граничних мастильних плівок …………. Николаев А.Г. Метод определения оптимального управления напряженно–деформированным состоянием составного тела при помощи стационарного температурного поля………………… 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 менее 500 знаков и не должен превышать четырнадцати строк). На отдельной строке после реферата печатаются ключевые сло ва или их сочетания (не более пяти слов или словосочетаний, разде ленных 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 629.735.33 Т.С. Бойко ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПРОФИЛЯ ТИПОВОГО ПОЛЕТА НА ДОЛГОВЕЧНОСТЬ КРЫЛА НЕМАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА Эффективность использования летательного аппарата предопределяет его многоцелевой характер. Чем больше задач может выполнять самолет, тем разнообразнее будут условия его эксплуатации.

Изначально, уже на этапе технического задания, выдвигаются требования максимально широкого спектра применения создаваемого воздушного судна. Так, например, конструкция самолета Ан- допускает модификации, при которых его можно перепрофилировать на грузопассажирские перевозки, патрулирование прибрежных зон, поисково-спасательные операции и решение ряда других задач. Также любой грузопассажирский самолет имеет несколько вариантов загрузки, скорости и дальности полетов.

Создаваемая конструкция должна соответствовать требованиям прочности и обеспечивать заданный ресурс. При полете в турбулентной атмосфере самолет подвержен постоянному случайному воздействию воздушных порывов. Возникает необходимость разработки методики расчета долговечности элементов конструкции крыла при случайном нагружении с учетом предполагаемого типового профиля полета.

Турбулентность атмосферы принято представлять в виде непрерывного случайного стационарного процесса с различной интенсивностью скоростей воздушных порывов. В работе [1] проанализированы две модели атмосферной турбулентности, принято для дальнейших расчетов использовать модель Кармана, регламентируемую ОСТом [2].

Спектральная плотность мощности (СПМ) интенсивностей скоростей воздушных порывов согласно модели Кармана имеет следующий вид:

1 + (1339 L ), L W ( ) = W 2, (1) [1 + (1,339 L ) ] где - пространственная частота;

L - интегральный масштаб турбулентности;

W - интенсивность вертикальных скоростей воздушных порывов, которая соответствует следующей зависимости:

W = W ( )d. (2) 0 Функцию плотности распределения среднеквадратических значений W при полете в турбулентной атмосфере следует задавать так [2]:

W + 2 P2 exp W, 2 P1 f ( W ) = exp (3) 2b 2 2b b1 b 1 где P1, P2 - вероятность полета в зоне умеренной и интенсивной турбулентности соответственно;

b1, b2 - коэффициенты, характеризующие соответственно умеренную и интенсивную турбулентность.

Для определения напряженного состояния элементов конструкции самолета необходимо знать реализацию силового фактора в типовом полете. В качестве такового может выступать перегрузка в центре тяжести самолета как твердого тела. В работе [3] путем анализа реакции жесткого крыла на действие вертикального порыва с синусоидальным изменением скорости получена передаточная функция приращений вертикальной перегрузки в центре тяжести самолета n y :

h Tny ( ) =, (4) 1+ 2 b ( V) g 2 + h где V c S ;

h= (5) y 2M - плотность воздуха;

V - скорость полета;

с - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки ;

y S - площадь крыла;

M - масса самолета.

g - ускорение свободного падения;

b - полухорда крыла.

Выражение для СПМ повреждающего фактора примет вид n y ( ) = W ( ) Tn y ( ). (6) В настоящее время существует множество линейных и нелинейных методов суммирования усталостных повреждений элементов конструкций неманевренных самолетов при случайном нагружении. В работах [4, 5] использована методика расчета долговечности по номинальным напряжениям, основанная на применении гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений. Согласно данной методике в работе [6] получено выражение для расчета повреждаемости на j-м этапе типового полета с учетом асимметрии цикла нагружения:

m N0 j Qn y =1 j I ( W ) f ( W )d W, Dj = (7) A W где n y ny m 2 ny [ )] I ( W ) = 2 ny (1 + ny 2 dny ;

e (8) n y n y n - дисперсия стационарного случайного процесса нагружения, по y аналогии с (2) 2 = n y ( )d = Tn y ( ) Wi W ( )d ;

n y (9) 0 N0 j - среднее число пересечений нагрузками среднего уровня в единицу времени. Для каждого j-го этапа типового полета эту величину следует определять согласно формуле Райса [7] n ( ) d V y N0 = ;

(10) n y ( )d j - время полета на j-м этапе;

Qny =1 - напряжения при единичной перегрузке. Так как в связи с выработкой топлива в полете уменьшается масса самолета, соответственно уменьшается и погонная нагрузка, действующая на крыло. Если известна программа выработки топлива, можно строго определить напряжения при единичной перегрузке в любой момент времени в зависимости от величины действующих изгибающих моментов. На этапе проектирования конструкции, принимая линейную зависимость вертикальной перегрузки в центре тяжести от веса самолета, можно приближенно учесть изменение напряжений при единичной перегрузке на каждом режиме типового полета следующим образом:

Gj р Qn y =1 = Qn ;

(11) = G y р Qn - напряжения от единичной перегрузки при расчетном весе;

= y G j - текущий вес самолета на j-м этапе типового полета;

G0 - расчетный вес самолета;

m, A - параметры кривой Велера, получаемые экспериментально. При испытании образцов со свободным отверстием из сплава Д16Т при отнулевом цикле нагружения получены следующие коэффициенты кривой усталости, записанной через максимальные напряжения «брутто» в МПа [8]: m = 4 ;

A = 2,441 10.

При полете в турбулентной атмосфере самолет довольно редко встречает порывы воздуха большой амплитуды, а число мелких порывов достаточно велико. Соответственно, необходимо учитывать большое число циклов нагружения с низкими значениями амплитуд напряжений. В работе [4] отмечено, что наклон кривой усталости в области большой усталостной долговечности изменяется. Для этой области предложено принимать показатель степени m1 = 2m 1, а в качестве точки перелома кривой – напряжение, соответствующее числу циклов N = 5 10.

Большое влияние на выносливость элементов конструкции самолета оказывает огибающий цикл земля – воздух – земля (ЗВЗ).

Повреждение от этого цикла может достигать 70% полного повреждения за типовой полет [4]. В работе [3] получены основные зависимости для определения перегрузок, возникающих в центре тяжести самолета от действия цикла ЗВЗ. Для расчета необходимо знать параметры функции интегральной повторяемости нагрузок на самолет от действия порывов воздуха [2]:

n F ( ny ) = F j ( n y ), (12) j = где n - количество этапов типового полета;

n y ny F j (ny ) = N0 j j P1 j exp + P2 j exp.

bA bA 1 j wj 2 j wj Awj - коэффициент передаточной функции от вертикального порыва к приращению нормальной перегрузки, для каждого j-го этапа типового полета:

n ( )d y Aw =.

W ( )d Согласно рекомендациям ЦАГИ [9] для определения максимального ЗВЗ ny max, приращения перегрузки, соответствующей циклу ЗВЗ необходимо принимать ЗВЗ F ( ny max ) = 0,694. (13) ЗВЗ Решение уравнения (13) относительно ny max легко получить численно.

Учитывая, что перегрузка в горизонтальном полете равна единице, максимальная перегрузка цикла ЗВЗ ЗВЗ ЗВЗ ny max = 1 + ny max.

Максимальное напряжение в исследуемом элементе конструкции может быть определено так:

ЗВЗ ЗВЗ Qmax = Qny =1 n y max.

В качестве минимального напряжения цикла ЗВЗ обычно принимают осредненное значение [4] ЗВЗ Qmin = 0,5 Qn y =1.

Тогда эквивалентное напряжение отнулевого цикла нагружения, соответствующего действующему циклу ЗВЗ, найдем по формуле Одинга ЗВЗ ЗВЗ ЗВЗ ЗВЗ Qэкв = Qmax (Qmax Qmin ), или ЗВЗ ЗВЗ ЗВЗ Qэкв = Qny =1 ny max (ny max + 0,5).

Число циклов до разрушения при регулярном нагружении этими напряжениями определим по формуле A NЗВЗ =.

( ) m Q'ЗВЗ экв Усталостное повреждение от цикла ЗВЗ за один типовой полет DЗВЗ =.

NЗВЗ Суммарное повреждение за типовой полет n D = DЗВЗ + D j. (14) j = Долговечность в виде числа типовых полетов до разрушения элемента конструкции крыла найдем следующим образом:

=. (15) D По предложенной методике выполнен расчет долговечности конструкции ряда неманевренных гражданских самолетов. Профиль полета самолета Ан-74 принят согласно опубликованным данным:

взлетный вес – 34,5 т, высота крейсерского полета – 9 км, крейсерская скорость – 650 км/ч. Типовой профиль полета самолета Ил-76 выглядит следующим образом: взлетный вес – 188 т, высота крейсерского полета – 10 км, крейсерская скорость – 710 км/ч. Типовой профиль полета самолета Ту-134 принят согласно Техническому описанию [10]: взлетный вес – 41 т, высота крейсерского полета – 10 км, крейсерская скорость – 800 км/ч, скорость набора высоты Vнаб = 510 км ч, скорость снижения Vсн = 480 км ч.

На рис. 1 представлены результаты расчета повреждаемости, вносимой турбулентной атмосферой без учета цикла ЗВЗ, для различных этапов типового полета самолета Ту-134.

D j 10 0, 0, t, час 0 0,25 0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2, Рисунок 1 – Повреждаемость, вносимая атмосферной турбулентностью на различных этапах типового полета При расчете долговечности по этапам типового полета установлено, что максимальную повреждаемость от действия случайных порывов элементы конструкции крыла неманевренного самолета получают на режимах набора высоты и снижения. Учитывая малую длительность этих этапов относительно всего полета, целесообразно представлять долговечность конструкции не в часах, а в количестве взлетов-посадок, т.е. в типовых полетах (тп).

Для расчета повреждаемости от цикла ЗВЗ вычислена интегральная повторяемость приращений вертикальной перегрузки в центре тяжести самолета от действия порывов [3] за типовой полет. На рис. ( ) приведены результаты расчета интегральной повторяемости F n y для самолета Ил-76. Маркерами отмечены экспериментальные данные по суммарной повторяемости перегрузок в полете только от действия порывов ветра для тяжелых неманевренных самолетов ВВС США, опубликованные Дж. Тейлором [11].

F ( n y ) 1,E+ 1,E+ 1,E+ 1,E+ 1,E- 1,E- 1,E- 1,E- 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 n y Рисунок 2 – Интегральное приращение нормальной перегрузки в центре тяжести тяжелых неманевренных самолетов от действия вертикального порыва воздуха Несмотря на то, что экспериментальные данные приведены на 1 час полета и являются осредненной характеристикой для нескольких самолетов различных типов с разными часами налета, можно отметить хорошее согласование сопоставляемых интегральных повторяемостей.

Предложенная методика расчета долговечности крыла позволяет выполнить анализ влияния основных параметров типового профиля полета на величину усталостного повреждения. На рис. 3 показана зависимость долговечности регулярной зоны крыла самолетов Ан-74, Ту-134 и Ил-76 от высоты крейсерского полета. На рис. 4 приведены зависимости долговечности регулярной зоны крыла самолета Ту-134 от скоростей набора высоты и снижения при фиксированных остальных параметрах. Расчеты выполнены при напряжениях, соответствующих единичной перегрузке в горизонтальном полете, Qn =1 = 85 МПа.

y 4 5 6 7 8 9 10 H, км Рисунок 3 – Зависимость долговечности регулярной зоны крыла самолета от высоты крейсерского полета:

1 – Ан-74;

2 – Ил-76;

3 – Ту- 75000 70000 67500 65000 62500 60000 400 450 500 550 600 400 450 500 550 V, км ч V, км ч а б Рисунок 4 - Зависимость долговечности регулярной зоны крыла самолета Ту-134 от:

а – скорости набора высоты;

б – скорости снижения В результате расчетов установлено, что на малых крейсерских высотах (до 5 км) атмосферная турбулентность и цикл ЗВЗ вносят одинаковую долю по повреждаемости. На высотах свыше 5 км превалирующим по повреждаемости фактором является цикл ЗВЗ.

Изменение высоты крейсерского полета на 1 км может привести к изменению долговечности конструкции на 3 … 20%.

Согласно Техническому описанию самолета Ту-134 [10] для принятого вышеуказанного профиля типового полета наивыгоднейшая скорость набора высоты Vнаб = 510 км ч, скорость снижения – Vсн = 480 км ч. Как видно из рис. 4, уменьшение только скорости набора высоты до 480 км ч приводит к увеличению долговечности на 2160 типовых полетов. В большей степени на повреждение элементов конструкции самолета влияет скорость снижения – уменьшение Vсн на 20 км ч позволяет увеличить долговечность на 3135 типовых полетов.

Так как влияние на долговечность скоростей набора высоты и снижения велико, при формировании типовых профилей полета целесообразно назначать эти скорости не только с точки зрения оптимального расхода топлива, но и с учетом повреждаемости, вносимой турбулентной атмосферой.

Для других самолетов эти зависимости аналогичны.

Выводы Предложена методика расчета долговечности элементов конструкции при случайном нагружении, которая позволяет установить зависимость повреждения регулярных зон крыла от параметров типового профиля полета самолета. Расчеты проведены для нескольких неманевренных самолетов, выполняющих грузопассажирские перевозки.

Установлено, что основное повреждение самолет получает на этапах набора высоты и снижения, на малых высотах. Получены зависимости, характеризующие влияние скоростей полета на этих режимах на ресурс регулярных зон крыла. В частности, уменьшение только скорости набора высоты на 30 км ч приводит к увеличению долговечности на 2160 типовых полетов, а уменьшение только скорости снижения на 20 км ч позволяет повысить долговечность на типовых полетов, что может составить до 1 года дополнительной эксплуатации воздушного судна. На крейсерском режиме изменение высоты полета на 1 км приводит к изменению долговечности конструкции от 3% на больших высотах до 20% на высотах до 5 км.

Приведенные результаты расчетов позволяют на этапе проектирования давать рекомендации по выбору скоростей и высот полета с учетом обеспечения назначенного ресурса конструкции.

Список использованных источников 1. Фомичев П.А. Влияние модели атмосферной турбулентности на долговечность регулярных зон крыла большого удлинения / П.А. Фомичев, Т.С. Попова // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 2 (53). – Х., 2008. – С. 41 – 47.

2. ОСТ 1 02514-84 Модель турбулентности атмосферы. – Введ.

01.01.1986. – 13 с.

3. Бойко Т.С. Влияние схемы атмосферной турбулентности на коэффициент ослабления порыва / Т.С. Бойко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов:

сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып.

2 (58). – Х., 2009. – С. 97 – 105.

4. Сопротивление усталости элементов конструкций / А.З. Воробьев, Б.И. Олькин, В.Н. Стебенев и др. – М.:

Машиностроение, 1990. – 240 с.

5. Стрижиус В.Е. Исследование закономерностей суммирования усталостных повреждений при сложном программном нагружении элементов крыла транспортного самолета / В.Е. Стрижиус // Ученые записки ЦАГИ. – М., 2006. – Т.XXXVII, № 1 – 2. – С. 106 – 115.

6. Бойко Т.С. Методика расчета долговечности регулярных зон конструкции самолета с жестким крылом при полете в турбулентной атмосфере / Т.С. Бойко // Повреждение материалов во время эксплуатации, методы его диагностирования и прогнозирования: тр.

Междунар. науч.-техн. конф., Тернополь, 21 – 24 сент. 2009 г. – С. – 232.

7. Когаев В.П. Расчеты на прочность при напряжениях, переменных во времени / В.П. Когаев. – М.: Машиностроение, 1977. – 230 с.

8. Справочные данные по выносливости конструкционных самолетостроительных сплавов: отчет / Центр. аэрогидродинам. ин-т им. Н.Е. Жуковского «ЦАГИ»;

рук. Воробьев А.З.;

исп. Б.Ф. Богданов, З.Н. Колганова, Г.Г. Заверюха. – М., 1977. – 172 с. - № 1852 VII.

9. Рекомендации по способам расчета усталостного повреждения и оценки ресурса конструкции самолета: отчет ЦАГИ / М., 1971. – 84 с. – № 019520.

10. Техническое описание самолета Ту-134. Кн. I. Основные данные. – М., 1965. – 110 с.

11. Тейлор Дж. Нагрузки, действующие на самолет: пер. с англ. / Дж. Тейлор. – М.: Машиностроение, 1971. – 371 с.

Поступила в редакцию 13.08.09.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. С. А. Бычков, АНТК «Антонов», г. Киев УДК 629.735.33.018.74 А.И. Рыженко д-р техн.наук, проф., Т.А. Куць ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРЕБУЕМОГО БЫСТРОДЕЙСТВИЯ УСТРОЙСТВ АВАРИЙНОГО ГАШЕНИЯ ФЛАТТЕРА СВОБОДНОЛЕТАЮЩИХ ДИНАМИЧЕСКИ ПОДОБНЫХ МОДЕЛЕЙ САМОЛЕТОВ В практике летной эксплуатации воздушных судов могут иметь место особые полетные ситуации, вызванные нерасчетными воздейст виями внешней среды, отказами авиационной техники и другими причи нами, приводящими либо к снижению жесткости конструкции, либо к превышению допустимой величины скоростного напора. При этом высо ка вероятность развития опасных аэроупругих процессов и энергичных маневров самолета, исследование которых традиционными методами экспериментальной аэродинамики связано с принципиальными трудно стями. Поскольку обеспечение высокой надежности, регулярности поле тов и отказобезопасности является одной из основных проблем в ходе разработки и эксплуатации гражданских воздушных судов, исследование флаттерных характеристик самолета с исправной и поврежденной кон струкциями, а также анализ эффективности различных мер предотвра щения опасного развития таких процессов является одной из наиболее актуальных задач современного самолетостроения.

Для исследования явлений аэроупругости, аэродинамических ха рактеристик и динамики полета летательных аппаратов (ЛА) разработан ряд экспериментальных методов. Основными являются продувка моде лей в аэродинамических трубах [1, 2], испытание натурных самолетов [3] или их свободнолетающих динамически подобных моделей (СДПМ) [2] (рис. 1). Каждый из них имеет свои преимущества и недостатки, которые определяют рациональную область его применения. Разработка и прак тическая реализация метода исследования на СДПМ явлений аэроупру гости при энергичных маневрах самолета и/или при повреждениях не сущих и управляющих поверхностей, а также отказах элементов систе мы управления обеспечивает наиболее широкие возможности при ре шении задач определения аэродинамической живучести и поиске путей ее повышения.

СДПМ является сложным и дорогостоящим научно исследовательским инструментом, поэтому существует потребность в разработке принципов проектирования моделей, которые можно исполь зовать несколько раз, несмотря на развитие в ходе летного эксперимен та таких опасных аэроупругих явлений, как флаттер, реверс и т.п., т.е., СДПМ должна быть летательным аппаратом многоразового применения, поскольку это ведет к снижению затрат на выполнение программы экс периментальных исследований, сокращению сроков выполнения этой программы, предотвращению морального старения разрабатываемого самолета за время его создания. Для этого необходимо оснастить мо Рисунок 1— Крупномасштабная свободнолетающая динамически подобная модель самолета МиГ-29 и натурный самолет дель специальными системами аварийного гашения флаттера, а также спасения модели при выходе на критические режимы полета, которые приводят к неизбежному разрушению натурного самолета. Однако для разработки альтернативных вариантов таких устройств прежде всего надо конкретизировать предъявляемые к ним требования, среди кото рых быстродействие и возможность многократного применения входят в число основных и наиболее трудноосуществимых требований.

Рассмотрим работу типового устройства такого назначения.

На модель, выполняющую заданную программу полета, воздейст вуют такие же аэродинамические нагрузки, что и на натурный самолет (величина которых может быть определена по соотношениям подобия).

Соответственно, ее несущие агрегаты, подобные натурным по жестко стям на кручение, изгиб в плоскости хорд и изгиб перпендикулярно к плоскости хорд, а также по инерционно-массовым характеристикам, со вершают те же колебания под воздействием воздушного потока, что и натурный самолет. В частности, амплитуда колебаний может возрас тать, что и соответствует развитию флаттера. Если нарастание ампли туды колебаний очень интенсивное, флаттер называют «злым». Разви вающиеся при флаттере вибрации носят характер самовозбуждающихся незатухающих колебаний и имеют вид синусоидальной кривой с посто янным возрастанием амплитуды (сплошная и пунктирная линии на рис. 2). Эта синусоидальная кривая накладывается на кривую квазиста тического изменения нагрузок (и деформаций крыла), которая соответ ствует выполняемым самолетом и моделью маневрам (штрихпунктир ная линия на рис. 2).

Рисунок 2— Время до разрушения при испытаниях на флаттер Когда амплитуда колебаний крыла самолета достигает критиче ского значения, оно разрушается. Крыло СДПМ может иметь другую конструктивно-силовую схему и сечения основных силовых элементов, которые позволяют ей выдержать бльшие (с учетом масштабов подо бия) амплитуды колебаний. Обозначим разрушающее для натурного са молета значение амплитуды Ар (см. рис. 2), а для модели — Ар.м. Данное различие между этими значениями обусловлено именно другими (обыч но менее эффективными) сечениями силовых элементов, поскольку простое увеличение запаса прочности конструкции крыла модели при вело бы к возрастанию его жесткости и, как следствие, нарушению по добия. Однако такой способ увеличения прочности имеет как теоретиче ские ограничения, так и конструктивные, поскольку погонные массы и моменты инерции крыла модели, в свою очередь, ограничены условия ми подобия натурному агрегату: если крыло натурного самолета имеет избыточную «неработающую» массу, например в виде топливных баков кессонов, то запас прочности крыла модели может быть увеличен. Если же таких запасов нет, то к проектируемой системе аварийного гашения флаттера предъявляются еще более сложные требования по быстро действию.

Срабатывание устройства аварийного гашения флаттера обычно приводит к нарушению подобия по жесткости, искажению внешних форм модели и т.п., что фактически означает прекращение эксперимента. По этому до момента времени p, соответствующего разрушению натурно го агрегата, ввод в действие устройства аварийного гашения флаттера недопустим. Возможен он только после достижения амплитуды Ар. Од нако в момент времени Ар.м наступит разрушение крыла модели, что яв ляется недопустимым.

Опустив перпендикуляры из отмеченных точек на графике на ось абсцисс, определим моменты времени разрушения натурного самолета p и модели p. м соответственно (см. рис. 2). Тогда время, за которое флаттерные колебания должны быть погашены, составляет = p. м p, (1) где p. м, p —время разрушения модели и натурного самолета со ответственно.

Это короткое время (тем более короткое, чем более «злым» явля ется исследуемая форма флаттера), которое определяется запасом прочности крыла модели, нужно эффективно использовать для умень шения амплитуды колебаний, их гашения или вывода модели из крити ческого режима полета каким-либо иным способом.

Другим способом предотвращения разрушения СДПМ могло бы стать быстрое уменьшение скорости набегающего потока за счет сраба тывания парашютной системы торможения и мягкой посадки СДПМ. Од нако она не может эффективно справиться с этой задачей, поскольку быстродействие системы торможения и мягкой посадки модели недос таточно для предотвращения ее разрушения от флаттерных колеба ний — пока купол парашюта наполнится и затормозит модель (за 10- секунд), колебания флаттера (с частотой 5-20 Гц) неизбежно разрушат крыло модели. Лишенная крыла модель перейдет к неуправляемому беспорядочному падению и будет разрушена нагрузками от набегающе го потока (во всяком случае, действующие перегрузки выведут из строя ее дорогостоящее бортовое оборудование).

Тензодатчики, установленные на модели, измеряют напряжения в силовой конструкции крыла и подают сигналы системе измерений и электронному пороговому устройству. Когда амплитуда колебаний кры ла модели достигает критического значения, пороговое устройство, от слеживающее эти колебания, подаёт одновременно сигнал на срабаты вание парашютной системы торможения и мягкой посадки СДПМ и сис темы аварийного гашения флаттера (размещенной в крыле или фюзе ляже), позволяющей тем или иным способом предотвратить разрушение модели, остановив возникшие колебания. Время срабатывания и гаше ния колебаний таким устройством обозначим сp. Период от подачи сиг нала пороговым устройством системе торможения и мягкой посадки до торможения СДПМ до безопасной с точки зрения флаттера скорости благодаря наполнению купола парашюта обозначим с.т. С помощью этих четырех значений времени можно количественно обосновать эф фективность и саму рациональность применения того или иного устрой ства, а также сопоставить между собой эффективность нескольких аль тернативных вариантов конструкции устройств аварийного гашения флаттера.

Таким образом, устройство аварийного гашения флаттера должно уменьшить амплитуду колебаний за время, меньшее. Кроме того, оно должно удерживать эту амплитуду в пределах, не превышающих разру шающее значение для крыла модели, в течение времени пр = c.т ср, (2) ср, с.т — время срабатывания аварийного устройства и тормо где жения модели до безопасной с точки зрения флаттера скорости за счет работы парашютной системы торможения соответственно.

Если время срабатывания устройства и гашения флаттера сp будет больше, то, естественно, такая модель будет разрушена и дан ный механизм использовать недопустимо. Напротив, если сp, то та кое устройство является эффективным и чем меньше это время, тем с более «злым» флаттером сможет справиться механизм.

Для некоторых типов устройств аварийного гашения флаттера не исключена вероятность повторного возникновения флаттера после сра батывания устройства до ввода в действие системы торможения и мяг кой посадки. Для таких вариантов возникает потребность оценки необ ходимости повторного запуска устройства (рис. 3). Для этого необходи мо сравнить время срабатывания системы торможения и мягкой посадки с.т со временем до повторного достижения критического значения ам р.2. Если с.т p.2, то повторный запуск не плитуды колебаний крыла требуется. Напротив, если с.т p.2, то необходимо запустить устрой ство еще раз, чтобы флаттер прекратился.

Поэтому некоторые варианты устройства аварийного гашения флаттера необходимо проектировать с возможностью многократного срабатывания (гашения амплитуды колебаний). В этом случае суммар ное время их работы должно быть не меньше промежутка времени пр.

Рисунок 3- Период работы устройства многократного гашения флаттера Проведенный анализ позволяет конкретизировать требования к разрабатываемому устройству аварийного гашения флаттера СДПМ, оценить целесообразность применения того или иного типа устройства, а также сопоставить эффективность его альтернативных вариантов.

Список использованных источников 1. Бисплингхофф Р., Аэроупругость: пер. с англ./ Р. Бисплингофф, Х.Эшли, Р.Халфэн. –М. Изд-во иностранной литературы 1958г.–800 с.

2. Энциклопедия "Машиностроение": Том IV-21. "Самолеты и вертоле ты": Кн.2: "Проектирование, конструкции и системы самолетов и вер толетов";

ред. тома В.Г.Дмитриев. –М.: Машиностроение, 2004.–752 с.

3. Летные исследования и испытания: Фрагменты истории и современ ное состояние: сб. ст. – М.: Машиностроение, 1993. – 496 с.

Поступила в редакцию 03.07.09.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.Е. Гайдачук, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков УДК 678.027.94:677.529.7 В.С. Ивановский, канд. техн. наук ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИИ КОМПОЗИТНОГО БАЛЛОНА С ПЛАСТИКОВЫМ ЛЕЙНЕРОМ Масса металлопластиковых баллонов высокого давления (30 МПа) в 2,0 – 2,5 раза меньше, чем стальных. Кроме того, безосколочное раз рушение при попадании быстролетящих тел (более 800 м/с) позволяет широко использовать их в системах функционирования и жизнеобеспе чения всех типов авиационной и ракетно-космической техники, в газото пливном оборудовании транспортных средств, для воздушнодыхатель ных аппаратов, применяемых бойцами МЧС, ВГСЧ и других формирова ний, работающих в непригодной для дыхания атмосфере (см. рисунок).

Металлокомпозитные баллоны в составе дыхательных аппаратов Тонкостенный лейнер металлопластикового баллона в настоящее время изготавливается из различных металлов (алюминиевые сплавы, нержавеющие стали, коррозионно-нестойкие стали с антикоррозионным покрытием). Опыт эксплуатации таких баллонов показал, что в материа ле лейнера из-за циклического нагружения, наличия влаги и углекислого газа происходит межкристаллитная коррозия, что приводит к потере герметичности баллона в целом. Освидетельствование баллонов в ЗАО НПП «Маштест» (г. Королев Московской области) показало, что в от дельных партиях стальные баллоны с внутренним покрытием после се ми лет эксплуатации до 30% пришли в негодность по причине коррозии [1]. Производство в течение 15 лет на ОАО «Завод горноспасательной техники «Горизонт» (г. Луганск) металлопластиковых баллонов для ды хательных аппаратов, работающих на сжатом воздухе с лейнером из нержавеющей стали 12Х18Н10Т толщиной 1,5 мм, показало, что за 10 лет эксплуатации до 10% баллонов потеряли герметичность. Иссле дование показало, что межкристаллитная коррозия происходит не толь ко в зонах сварочных швов, но и в сплошном материале. При сертифи кации зарубежных баллонов с алюминиевым лейнером в лаборатории ОАО «Горизонт» были обнаружены коррозионные пятна из-за некачест венного электрохимического покрытия и невозможности контролировать его толщину внутри баллона.

Для устранения коррозионных последствий, снижения массы и стоимости были разработаны конструкция баллона с пластиковым лей нером, оснастка и технология производства лейнера и композитного баллона в целом. Пластиковый лейнер изготавливали из газонепрони цаемой, экологически безопасной пластмассы полиэтиленовой группы Lupolen-4261 [1], а композитную силовую часть баллона - спирально кольцевой намоткой армирующего материала на эпоксидном связующем горячего отверждения. Баллоны прошли полный цикл испытаний со гласно требованиям, изложенным в нормативной документации [2], и были сертифицированы в системе УкрСЕПРо и Российского морского регистра.

Партия таких баллонов в количестве 300 штук в составе воздушно дыхательных аппаратов эксплуатируется в формированиях МЧС Украи ны в течение двух лет. Параллельно с эксплуатацией контрольная пар тия баллонов в количестве 300 штук хранилась в неотапливаемом скла де завода-изготовителя в течение такого же времени. В процессе хране ния баллонов без давления произошла усадка пластикового лейнера как по диаметру, так и длине относительно «неподвижной» композитной части. Анализ этого события показал, что усадка лейнера имеет инте гральный характер, т.е. она складывается из температурной усадки и усадки «старения». Так, намотка армирующего материала и полимери зация связующего происходят при температуре 1200С (температура на чала размягчения материала лейнера) при избыточном давлении в лей нере 0,8 МПа, а эксплуатация и хранение баллонов могут происходить при температуре -300С. А если баллон хранится без давления, то лейнер усаживается на величину, зависящую от разницы температур и коэффи циента линейного термического расширения (КЛТР). Так, лейнер семи литрового баллона при диаметре 142 мм, длине 600 мм и КЛТР для Lu polen-4261, равном 2х10-4, может уменьшиться в диаметре на град 4,2 мм, а по длине - на 18 мм.

В дальнейшем при нагружении баллона внутренним давлением лейнер сначала увеличивается в диаметре (окружные деформации изо тропного цилиндра в четыре раза больше, чем осевые [3]), соприкасаясь с композитной частью баллона, а с увеличением давления он деформи руется в осевом направлении. Так как цилиндрическая часть лейнера прижата к композитной части баллона и силы трения не позволяют скользить лейнеру относительно композита, то осевая деформация проис ходит на участке перехода цилиндра в днище. Лейнер при этом утоняется и может разрушиться, что приведет к потере герметичности баллона.

Через год хранения баллонов на складе произошла усадка лейнера по длине со стороны глухого днища на 14 мм (так как со стороны штуцера лейнер заблокирован и перемещаться не может). При нагружении внут ренним давлением из десяти испытанных баллонов два баллона потеря ли герметичность. После препарации баллонов был обнаружен отрыв днища лейнера от цилиндра, на оставшихся восьми произошло утонение стенки лейнера без потери герметичности. Экспериментальные работы проводились при температуре окружающей среды 200С.

В процессе эксплуатации баллонов в составе дыхательных аппа ратов потери герметичности не наблюдалось, так как аппараты находят ся в боевом дежурстве с воздухом при рабочем давлении.

Вывод Для устранения усадки полимерного лейнера могут быть предло жены следующие варианты:

- баллоны после изготовления необходимо хранить под давлени ем, создающим напряжение в стенке лейнера по осевому направлению равному пределу текучести материала;

- конструктивным решением заблокировать перемещение лейнера в процессе усадки;

- для изготовления лейнера использовать безусадочный материал;

- при эксплуатации не допускать снижения внутреннего давления ниже нормативного, указанного в технической документации на конкрет ный тип баллонов.

Список использованных источников 1. Осадчий Я.Г. Разработка композитных баллонов высокого давле ния (Рраб=30 МПа) для дыхательных аппаратов / Я.Г. Осадчий, Ю.И. Ру синович, В.С. Ивановский // Композиционные материалы в промышлен ности: тез. докл. 27 междунар. науч.-практ. конф. 1-5 июня 2007 г. – Ял та, 2007. – С. 215-216.

2. Техника пожарная. Баллоны для дыхательных аппаратов со сжа тым воздухом для пожарных. Общие технические требования. Методы испытаний. Нормы пожарной безопасности. НПБ 190-2000, ГУГПС МВД России, 25 с.

3. Писаренко Г.С. Справочник по сопротивлению материалов / Г.С. Писаренко, А.П. Яковлев, В.В. Матвеев;

отв. ред. Г.С. Писаренко. – 2-е изд. – К.: Наук. думка, 1988. – 736 с.

Поступила в редакцию 03.09.09.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.Е. Гайдачук, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков УДК 629.735.33 И.П. Бойчук, С.Н. Ларьков, канд. техн. наук, В.Ю. Силевич СРАВНЕНИЕ МЕХАНИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ КОЛЕБАНИЯ ЛЕПЕСТКОВОГО КЛАПАНА Главным фактором, определяющим ресурс пульсирующего воздуш но-реактивного двигателя, является стойкость автоматического клапана.

Автоматический лепестковый клапан представляет собой седло 1 с ле пестком 2, закрепленным на нем одной стороной, отклонение которого ограничивается упором 3 (рис. 1). Известна также конструкция лепестко вого клапана, в которой упор заменен системой рессор [1].

Механическая прочность клапана зависит от его материала и тол щины. Свойства материала определяют вязкость, пластичность, вели чину удельной нагрузки, устойчивость к знакопеременным нагрузкам.

Собственная частота колебаний лепестка клапана зависит от толщины материала и диаметра седла, причем от амплитудофазочастотных ха рактеристик (АФЧХ) зависит его работоспособность. В ходе испытаний была получена осциллограмма колебаний лепестка клапана [2]. При об работке осциллограммы выявилась устойчивая гармоника, частота ко торой была на порядок выше основной (рис. 2).

Проведенный Фурье-анализ [3] звуковой записи процесса колебаний лепестка клапана показал, что основная гармоника остается устойчивой на протяжении всего временного промежутка, в то время как гармоники высших порядков со временем затухают, что подтвердило графическое спектрально-временное представление звука и Фурье-анализ осцилло граммы колебаний (рис. 3).

Трактовка указанного эффекта может следовать из математической модели процесса осцилляций лепестка клапана.

Рисунок 1 – Схема лепесткового Рисунок 2 – Осциллограмма клапана [4] колебаний лепестка клапана Рисунок 3 – Сонограмма и Фурье-анализ колебаний лепестка клапана, развёрнутые во времени Постановка задачи. Известно уравнение движения лепесткового клапана [4] 2y 2 2y x EJ( x ), = q( x ) 2 h( x )l( x ) (1) 2 t x y 1 + x где q(x) – интенсивность сплошной нагрузки;

– плотность материала;

h(x) – толщина лепестка;

l(x) – ширина лепестка;

E – модуль упругости материала;

J(x) – момент инерции сечения.

Решение дифференциального уравнения в частных производных (1) в квадратурах неизвестно, однако имеются приближенные решения для некоторых форм изменения ширины пластины [5]. Известны также чис ленные методы расчета колебаний стержней переменного поперечного сечения [6].

В первом случае использован подход [7], заключающийся в описа нии системы с помощью обобщенных координат. Принимая во внимание только первую форму колебаний пластины, в качестве обобщенной ко ординаты выбирают перемещение пластины в сечении центра тяжести пластины. При этом уравнение движения будет иметь следующий вид:

d2 y k + y = Q, (2) 2 mn dt где y – обобщенная координата;

k – коэффициент жесткости системы;

w 1 3 dS – mп = h( x )l( x )dx – обобщенная масса;

Q = p+ mп обобщенная вынуждающая сила (результирующая сил давления).

Коэффициент жесткости системы определяется известным уравне нием прогиба балок:

3EJ k=, (3) l где l – координата центра масс пластины относительно заделки.

После наложения на обобщенную координату ограничения вида 0 y ymax (4) получается система уравнений (2) – (4), приближенно описывающих ме ханическое движение клапанной пластины под действием нагрузки от газодинамических сил.

Во втором случае математическая модель процесса осцилляций лепестка клапана сводилась к описанию свободных колебаний упругого стержня в двумерном пространстве.

Движение лепестка определяется функцией y(x, t ) и описывается уравнением [8] 2 y EJ 4 y + = 0, (5) 2 S x t где y(x, t ) – смещение поверхности от равновесного положения;

S – площадь поверхности.

На кромках лепестка удовлетворяются граничные условия следую щего вида:

на левом конце – жесткое защемление:

y = 0;

y x =0 = 0, (6) x x = на правом конце – отсутствие изгибающего момента и перерезы вающей силы:

2y 3 y = 0, = 0. (7) x 2 x x =l x =l В начальный момент времени y y t = 0 = f (x ), = 0, 0 x l. (8) t t = В третьем случае рассматривались малые колебания упругой пла стины. Движение пластины определяется функцией W ( t, x, y ) и описы вается уравнением [9] 2W D 4 W 4W 4W = 0, + + + (9) h x 4 x 2y 2 y t 2 где W ( t, x, y ) – смещение поверхности пластины от равновесного поло жения;

D = Eh 12 – изгибная жесткость.

На кромках пластины удовлетворяются граничные условия, заклю чающиеся в жестком защемления на левом конце:

W W = 0, = 0, x = 0 (10) x и в равенстве нулю изгибающего момента и перерезывающей силы на правом конце пластины:

2W 2W + µ = 0, x = l;

(11) x y 2 3 W 3 W + (2 µ ) = 0, x = l, (12) yx y 3 где µ - коэффициент Пуассона материала пластины.

Начальные условия принимают следующий вид:

W W t =0 = f (x, y ), = 0, 0 x l, 0 y b, (13) t t = где l, b – длина и ширина пластины соответственно.

Численное исследование. Решение систем уравнений (2) – (4) и (5) – (8) получено методом конечных разностей. Применялась аппрокси мация частных производных по времени и пространству конечными раз ностями четвертого порядка точности.

На рис. 4 представлено решение систем уравнений в форме графи ков изменения положения центра тяжести пластины за один период (рис. 2). В первом случае (рис. 4, а) модель предсказывает простые гар монические колебания. Во втором случае (рис. 4, б) картина совершенно иная. Результаты численного моделирования дают представление о комплексно-гармоническом характере колебательного движения лепест ка клапана. На основную частоту в колебательном процессе наклады ваются частоты более высокого порядка. Это означает, что лепесток в верхней и нижней мертвых точках при колебании изменяет свою форму (рис. 5,6).


а б Рисунок 4 – Перемещение пластины в сечении центра тяжести: а – мо дель в обобщенных координатах, б – модель упругого стержня Рисунок 5 – Вековая поверхность Рисунок 6 – Срезы процесса процесса колебания лепестка колебания лепестка клапана клапана Решение системы уравнений (9) – (13) получено методом конечных элементов. Результаты моделирования показывают, что кроме продоль ных волн, являющихся суперпозицией волн различного порядка частот, присутствуют и поперечные волны (рис. 7). При этом наблюдается кор реляция между результатами моделирования волн в продольном на правлении во втором и третьем случаях (рис. 7, 8).

Рисунок 7 – Изменение формы лепестка клапана для различных фаз колебательного процесса (модель упругой пластины) Рисунок 8 – Фазы процесса колебаний лепестка клапана (модель упругого стержня) Заключение. Адекватность математических моделей физическому оригиналу является ключевым условием их применимости к решению практических задач. Полученный результат изменения формы лепестка клапана в верхней и нижней мертвых точках при колебании, а также на личие поперечных волн могут служить основанием к пересмотру формы поверхности седла и клапанной решетки. Уточненное описание колеба тельного движения клапана также способствует углубленному понима нию характера рабочих процессов пульсирующих воздушно-реактивных двигателей в пределах, необходимых для решения проектного комплек са задач газообмена, что позволяет исключить наиболее затратные ста дии опытной доводки.

Список использованных источников 1. Бородин В. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели летаю щих моделей самолетов/ Бородин В. – Х.: Изд-во ДОСААФ, 1974.

–104 с.

2. Амброжевич А.В. Аппаратно-программный инструментарий исследования рабочих процессов пульсирующих воздушно реактивных двигателей // А.В. Амброжевич, И.П. Бойчук, В.Ю. Силевич. // Авиационно-космическая техника и технология.

– Х., 2008. Вып. 2. – С. 55-59.

3. Астафьева Н.М. Вейвлет-анализ: основы теории и примеры приме нения / Успехи физических наук. Т. 166, № 11. – 1996. – С. 1145– 1170.

4. Ларьков С.Н. Формирование облика воздушно-реактивных двигате лей малоразмерных летательных аппаратов на основе комплексно го моделирования: дисс. … канд. техн. наук: 05.07.05;

(Рукопись) / Ларьков Сергей Николаевич. – Х., 2005. –159 с.

5. Тимошенко С.П. Колебания в инженерном деле/ С.П. Тимошенко – М.: Гос. изд-во физ.-мат. лит., 1959. – 440 с.

6. Вахитов М.Б. Расчет с помощью ЭВМ стержней переменного сече ния на изгиб при произвольной поперечной и продольной нагрузке. / М.Б. Вахитов // Изв. вузов. Сер. «Авиац. Техника». – 1967. – №40. – С. 66–77.

7. Тимошенко С.П. Прочность и колебания элементов конструкций/ С.П. Тимошенко. – М.: Наука, 1975. – 704 с.

8. Тихонов А.Н. Уравнения математической физики/ А.Н. Тихонов, А.А. Самарский. – М.: Наука, 1977. – 736 с.

9. Алексеев В.В. Колебания упругой пластины контактирующей со сво бодной поверхностью тяжелой жидкости // В.В. Алексеев, Д.А. Ин дейцев, Ю.А. Мочалова. Журнал технической физики. Т. 72, – 2002.

Вып. 5. – С. 16-21.

Поступила в редакцию 20.08.2009 г.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. А.В. Гайдачук, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков УДК 629.735.33 П.А. Фомичев, д-р техн. наук, А.С. Третьяков МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЛОКАЛЬНЫХ УПРУГОПЛАСТИЧЕСКИХ НАПРЯЖЕНИЙ И ДЕФОРМАЦИЙ В УСЛОВИЯХ СОВМЕСТНОГО ЦИКЛИЧЕСКОГО РАСТЯЖЕНИЯ-СЖАТИЯ И ИЗГИБА В современных авиационных конструкциях широкое применение нашли фрезерованные панели, для которых характерно изменение толщины как по ширине, так и по длине. В местах переходов толщин наряду с напряжениями растяжения-сжатия, пропорциональными действующей нагрузке, возникают дополнительные напряжения от изгиба. В общем случае изгибные напряжения нелинейно зависят от действующей нагрузки, что связанно с изменением эксцентриситета при растяжении и сжатии панели.

Для расчета долговечности по локальному напряженно – деформированному состоянию необходимо знать параметры локальных циклов деформирования, в частности амплитудные и средние напряжения, амплитудные полные и остаточные деформации.

В данной работе изложена методика определения параметров локальных циклов деформирования для элементов конструкции с концентраторами напряжений в виде отверстия и совместном нагружении растяжением-сжатием и изгибом.

Для определения параметров локального деформирования материала в концентраторе находят применение различные приближенные зависимости. Широкое распространение получила формула Нейбера с различными поправочными функциями [1,2] а аt = К Т ан аtн Fм, (1) где а - амплитуда локальных упругопластических напряжений;

ан, ан - амплитуды номинальных напряжения и деформации;

КТ - теоретический коэффициент концентрации напряжений при упругом деформировании материала;

Fм - поправочная функция;

at - амплитуда полной упругопластической деформации, которая определена по уравнению циклического деформирования at = ae + ap, a где ae = - амплитуда упругой деформации;

E ap = (1 + t ) ar - амплитуда пластической деформации;

m = * a ar = - среднее К ( ) ar m значение амплитуды остаточной деформации в однородном поле напряжений. Под амплитудой остаточной деформации понимаем значение деформации при равенстве текущих номинальных напряжений нулю или их среднему значению.

К, m – коэффициенты уравнения Рис. 1 - Контур петли гистерезиса при диаграммы циклического деформирования;

асимметричном нагружении m - среднее локальное напряжение;

1 ;

= 2 + h ar ;

h - параметры контура петли гистерезиса.

t= 2 1 1 at С учетом приведенных соотношений, уравнение циклического деформирования можно записать в виде m + 1+ t a ( ) a at = (2).

К ( ) E m Контур петли гистерезиса при асимметричном циклическом нагружении показан на рис. 1.

Циклическое нагружение элементов конструкций переменной толщины связанно с возникновением, наряду с растяжением, напряжений от изгиба. В таком случае зависимость для определения величины коэффициента концентрации напряжений целесообразно задавать в виде o KT о + KT и и н н KT =, о + и н н o где н - номинальное осевое напряжение, под которым в дальнейшем P o будем понимать напряжение от растяжения или сжатия: н = ;

F M и - номинальное напряжение от изгиба: и =.

н н W o и KT, KT - теоретические коэффициенты концентрации напряжений при растяжении и изгибе.

Если величина изгибных напряжений нелинейно зависит от действующей нагрузки, она может быть найдена в результате расчета геометрически нелинейной задачи методом конечных элементов (МКЭ) [3]. Применительно к элементам конструкций с концентратором напряжений величина коэффициента концентрации оказывается зависимой от действующей нагрузки.

Введем понятие об обобщенном коэффициенте концентрации амплитуды напряжения КТа, который позволит учесть изменение теоретического коэффициента концентрации вследствие геометрической нелинейности в зависимости от величины прикладываемой нагрузки.

В общем случае КТа можно выразить в следующем виде у у max min КТа =, (3) max н н min у у где max, min - максимальное и минимальное напряжения на контуре отверстия при упругом деформировании с максимальным и минимальным номинальными напряжениями цикла нагрузок max = KT o н + KT и н, o у и max max min = KT o н + KT и н ;

o у и min min н, н - максимальное и минимальное суммарные maх min номинальные напряжения:

н = o н + и н ;

н = o н + и н ;

maх max max min min min o н, о н - номинальные осевые напряжения в максимуме и max min минимуме цикла;

и н, и н - номинальные напряжения от изгиба в максимуме и max min минимуме цикла.

Зависимость для определения КТа запишем так:

(KTo o н + KTи и н ) (KTo o н + KTи и н ).

max max min min КТа = (4) max н min н Если отсутствуют напряжения от изгиба, формула (4) примет вид KT o н KT o н o o max min КТа =.

о н о н max min o При этом КТа = KT.

В случае отсутствия напряжений от растяжения-сжатия, формулу (4) можно записать так KT и н KT и н и и max min КТа =.

и н и н max min и В этом случае КТа = KT.

Таким образом, при изолированных растяжении-сжатии и изгибе обобщенный коэффициент концентрации амплитуд напряжений равен теоретическому коэффициенту концентрации при растяжении или изгибе.

В случае отсутствия геометрических концентраторов напряжений следует принимать КТa = 1.

При определении обобщенного коэффициента концентрации напряжений от совместного действия растяжения-сжатия и изгиба с помощью метода конечных элементов формулу (4) можно также записать в другом виде у a КТа =, (5) о ан у где а - амплитуда напряжения на контуре отверстия при упругом у у max min у деформировании: а = ;

о н о н max min о - амплитуда осевого номинального напряжения: о.

= ан ан Такая форма записи позволяет упростить расчет локальных напряжений для малопластичных материалов, хотя величины КТа, найденные по формулам (4) и (5), будут отличаться.

Для малопластичных конструкционных материалов амплитуду номинальных деформаций без существенной погрешности можно принимать пропорциональной амплитуде напряжения.

По аналогии с уравнением (1) зависимость для расчета локальных напряжений в случае нагружения элемента конструкции осевыми и изгибными напряжениями запишем в виде (ан )2 Fм, = КТа а аt (6) E где ан = ан - амплитуда суммарных номинальных напряжений н н max min ан =.


В случае если КТа определен по зависимости (5), следует о принимать ан = ан.

Поправочную функцию, которая обеспечивает согласование величин упругопластических напряжений и деформаций на контуре отверстия, рассчитанных по уравнению (6) и полученных в результате расчета с использованием МКЭ, можно найти так [2]:

Е МКЭ МКЭ а а Fм =, (K ) ан Tа МКЭ МКЭ где а, а - величины упругопластических напряжений и деформаций на контуре отверстия, полученные в результате расчета МКЭ с использованием диаграммы циклического деформирования.

Поправочную функцию следует находить для конкретного материала и концентратора напряжений в зависимости от номинального напряжения.

Следует отметить, что для малых значений пластических деформаций, характерных, например, для циклического нагружения малопластичных алюминиевых сплавов, величину поправочной функции можно принимать равной Fм = 1. Тем не менее в дальнейшем, не снижая общности, будем учитывать Fм в правой части уравнения (6).

После подстановки в зависимость (6) уравнения диаграммы циклического деформирования (2) имеем () m aн a + 1 + t a = К ( ) Fм.

a (7) К ( ) Тa E E m Экспериментально установлено [4], что параметр K в уравнении (7) зависит от среднего напряжения локального цикла нагружения. Тогда в случае асимметричного цикла номинальных напряжений имеем две неизвестные величины – a и m. Поэтому определение амплитудного и среднего локальных напряжений цикла деформирования материала требует использования дополнительных гипотез. В качестве таковых можно рассматривать положение точек реверса напряжений и деформаций в координатах разгрузки [1]:

реверс в точке А, при этом m = max a ;

а) б) реверс в точке В, при этом m = min + a.

Под реверсом понимаем изменение направления действия нагрузки.

Схема деформирования с реверсом А показана на рис. 2,а, а с реверсом В - на рис. 2,б.

б) а) Рис. 2 – Модели деформирования материала в концентраторе напряжений Первоначальное деформирование материала в концентраторе напряжений на первом полуцикле нагрузки происходит по кривой (статического) монотонного деформирования до достижения максимальных по модулю значений номинальных напряжений цикла max н, которые могут соответствовать как максимальным, так и минимальным суммарным номинальным напряжениям:

max н = н при н н ;

maх max min max н = min н при max н min н.

Или в случае, если КТа определен по зависимости (5), max н = o н при о н о н ;

max max min o о о max н = min н при max н min н.

Величина максимального локального напряжения max найдена в результате решения уравнения (max н )2 Fмc, = КТ max max t (8) E max где локальное максимальное напряжение при упругопластическом деформировании;

max t = max e + max p - полная упругопластическая деформация;

c Fм - поправочная функция, аналогичная Fм, но определенная с использованием диаграммы монотонного деформирования.

Поскольку коэффициент концентрации напряжений зависит от нагрузки, то o о н + KT и н и KT max max KT = при maх н min н ;

о н + и н max max o о н + KT и н и KT min min KT = при maх н min н.

о н + и н min min Или в случае, если КТа определен по зависимости (5), у max при о н о н ;

KT = о maх min max н у min при о н о н.

KT = о maх min min н После подстановки в левую часть зависимости (8) уравнения диаграммы монотонного деформирования получим нелинейную относительно max зависимость ( ) mС max + max = К Т max н c Fм, max Кс E E где К с, mс – коэффициенты уравнения монотонного (статического) деформирования.

Это уравнение удобно решать численно по методу Ньютона ( ), F max imax = imax + F / ( max ) где ( ) mС max + max К Т max н с F = max Fм ;

Кс E E mС 2 max max F/ = +.

Кс E 1 + mc В качестве начального приближения целесообразно принимать max = КТ max н.

Рассмотрим последовательно формирование локальных циклов деформирования, принимая в качестве точек реверса точки А и В.

Реверс в точке А. После достижения max н и реверса цикла номинального напряжения координаты разгрузки S – e поместим в точку А.

Предполагаем, что дальнейшее деформирование материала происходит согласно кривой циклического деформирования. Величину максимального локального напряжения в координатах разгрузки найдем из решения уравнения (Smax н )2 F Smax emax = KТa м.

E С учетом параметров диаграммы деформирования в координатах разгрузки [5] уравнение примет вид ) ( Smax Smax н Smax + 2 ap Smax Fм.

= КТa E a E Поскольку Smax = 2 а и Smax н = 2 aн, это выражение примет вид m ( )2 Fм a + (1 + t ) a = К 2 aн a К ( ) Тa E E m (7) Уравнение можно решить численно методом Ньютона, учитывая, что m = max a при maх н min н ;

m = a max при maх н min н.

В качестве начального приближения целесообразно принимать a = КТa aн и ap = ar.

Реверс в точке В. После достижения max н и реверса цикла номинального напряжения координаты разгрузки S – e поместим в точку А. Дальнейшее деформирование материала происходит согласно кривой монотонного деформирования. Зависимость для нахождения максимального напряжения в координатах разгрузки имеет вид )2 Fмc.

( КТa Smax Smax e max = E С учетом уравнения диаграммы деформирования последнее соотношение примет вид )2 Fмc.

( S S КТa Smax max + 2 ap max Smax = (9) 2 E E max Уравнение (9) можно решить аналогично (8) методом Ньютона, при этом )2 Fмc ;

( S S КТa Smax max + 2 ap max F = Smax 2 E E max S 2 Smax ( ) + 2 + 1 ap max.

F/ = 2 E max В качестве начального приближения можно принять Smax = 2 ан.

Тогда min = max Smax.

min н После достижения и реверса цикла номинального напряжения координаты разгрузки S – e поместим в точку В.

Последующее деформирование материала происходит согласно кривой циклического деформирования.

Дальнейший расчет амплитуды локального напряжения в концентраторе выполнен аналогично реверсу в точку А.

Проведено сопоставление значений упругопластических напряжений, полученных согласно (8) с Fм = 1 и МКЭ. Для этой цели выполнены расчеты НДС рабочей зоны образца с выборкой глубиной 2 мм и отверстием диаметром 5 мм при нагружении сжатием. Такой вариант нагружения выбран, поскольку при нем реализуется наибольшее значение величины отношения напряжений от изгиба к осевым напряжениям [3]. Параметры диаграмм монотонного и циклического деформирования соответствуют характеристикам сплава Д16. Применительно к монотонному деформированию результаты расчета показаны на рис.3, сплошная кривая соответствует уравнению (8), пунктирная – МКЭ.

, МПа расчет МКЭ о н, МПа 50 70 90 110 130 150 170 190 210 Рис. 3 – Сопоставление упругопластических напряжений Максимальное отличие упругопластических напряжений для кривой монотонного деформирования не превышает 5%, а для циклической кривой - 1%.

Такое отличие напряжений сопоставимо с разбросами результатов расчетов в зависимости от используемой конечно-элементной сетки и КЭ пакета. С другой стороны, изменение амплитуды упругопластических напряжений на 1…2% для материалов Д16 и В95 приведет к изменению долговечности не более чем на 10%. Поэтому при расчете упругопластических напряжений в элементах конструкций из малопластичных материалов типа Д16 и В95 следует принимать c Fм = Fм = 1.

Выводы Разработана методика определения локальных упругопластических напряжений и деформаций в условиях совместного действия растяжения-сжатия и изгиба. Предложена зависимость для определения обобщенного коэффициента концентрации напряжений, позволяющая учесть изменение коэффициента концентрации напряжений в зависимости от действующей нагрузки. Установлено хорошее согласование напряжений, полученных с использованием предложенной методики и метода конечных элементов.

Предложенная методика позволяет сформировать цикл локального упругопластического деформирования материала в концентраторе напряжений.

Список использованных источников 1. Махутов Н.А. Деформационные критерии разрушения и расчет элементов конструкции на прочность / Н.А. Махутов – М.:

Машиностроение, 1981. – 272 с.

2. Гребенюк Я.В. Прогнозирование долговечности по локальному напряженно-деформированному состоянию элементов конструкций с геометрическими нерегулярностями: дис. канд. техн. наук.

– Х., 2004. – 204 с.

3. Третьяков А.С. Анализ напряженно-деформированного состояния плоских образцов нагруженных комбинацией растяжения сжатия и изгиба / А.С. Третьяков // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. тр. Вып. (58). Х., 2009. – С. 59 – 65.

4. Фомичев П.А. Изменение амплитуды пластической деформации при регулярном и программном нагружении сталей. / П.А.

Фомичев, И.Ю. Трубчанин // Пробл. прочности. - 1991. - N 2. - С. 39 – 44.

5. Фомичев П.А. Уравнение контура и коэффициент формы петли гистерезиса. / П.А. Фомичев, И.Ю. Трубчанин // Пробл. прочности.

- 1997. - N 3. - С. 30 – 38.

Поступила в редакцию 21.09.09.

Рецензент: д-р техн. наук, проф. Я.С. Карпов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков УДК 629.735.33 А.С. Третьяков, А.А. Черных ЦИКЛИЧЕСКИЕ ДЕФОРМАЦИОННЫЕ И УСТАЛОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СПЛАВА Д16АТ ПРИ АСИММЕТРИЧНОМ МЯГКОМ РЕГУЛЯРНОМ НАГРУЖЕНИИ Энергетический критерий усталостного разрушения, предложенный в работе [1], устанавливает зависимость долговечности до возникновения макротрещины от величины рассеянной в элементарном объеме материала энергии. В работе [2] показано, что наилучшее согласование с результатами испытаний образцов с концентраторами напряжений имеют расчетные значения долговечности, полученные в рамках энергетического критерия усталостного разрушения при расчете долговечности по локальному напряженно-деформированному состоянию. Этот метод основан на использовании циклических деформационных и усталостных характеристик конструкционных материалов, которые, в свою очередь, зависят от средних напряжений цикла нагружения. В данной работе проведено исследование циклических деформационных и усталостных характеристик сплава Д16АТ при асимметричном мягком регулярном нагружении.

В настоящее время в авиационной промышленности получили широкое распространение технологические методы увеличения долговечности, сводящиеся, главным образом, к созданию сжимающих остаточных напряжений в концентраторах. Такие напряжения снижают локальные средние напряжения последующего циклического нагружения, приводя к увеличению долговечности элемента конструкции. Поэтому в работе особое внимание уделено области сжимающих средних напряжений.

Экспериментальное оборудование. Исследования выполнены с использованием испытательного комплекса на базе машины УММ-01 [3] при асимметричном мягком регулярном нагружении. Под мягким нагружением подразумевают нагружение постоянной амплитудой действующих напряжений.

Измерение деформации в рабочей зоне гладких образцов проведено с помощью тензометров арочного типа, в которых применены фольговые тензодатчики КФ-5П, соединенные по мостовой схеме.

Необходимо отметить, что одной из особенностей конструкции электромеханических усталостных машин является сравнительно медленное изменение амплитуды нагрузки, которое не позволяет выполнять выход на заданную величину в течение одного цикла нагружения. В связи с этим каждый эксперимент имеет начальный переходной участок с изменяющейся амплитудой нагружения. Величина этого участка составляет 500…1500 циклов пропорционально заданной амплитуде нагрузки. Этот участок в числе циклов до разрушения не учитывался и измерения деформаций на нем не проводились.

Все усталостные испытания выполнены при частоте нагружения 12,5 Гц в условиях нормальной температуры (20°C).

Эксперименты выполнены на гладких образцах из сплава Д16АТ.

Общий вид образца показан на рис. 1.

Рисунок 1 – Гладкий образец Материал образцов – листы толщиной 6 мм. Образцы испытаны при амплитудных нагрузках, соответствующих долговечности 3 7·10 …5·10 циклов до разрушения, для следующего ряда положительных средних напряжений: 250, 200, 160, 110, 0 МПа и отрицательных средних напряжений: 25, 50, 100, 150, 200 МПа.

Определение долговечности образцов. Зависимость долговечности гладких образцов от амплитуд напряжений для различных значений средних напряжений показана на рис. 2 в логарифмических координатах. Это позволяет аппроксимировать полученные результаты линейными функциями с использованием метода наименьших квадратов.

Тогда уравнение связи долговечности с амплитудой напряжений может быть представлено в виде N M = C, (1) a N – число циклов до разрушения образца;

где a – амплитуда действующих напряжений;

М, С – параметры уравнения.

Существенные разбросы значений долговечности от образца к образцу в области сжимающих средних напряжений могут быть объяснены использованием дополнительных накладок для предотвращения потери устойчивости испытуемых плоских образцов.

() 2. lg a 2. 2. -200 МПа 2. -150 МПа -100 МПа 2. -50 МПа -25 МПа 2. 0 МПа 110 МПа 2. 160 МПа 200 МПа 1. 250 МПа lg(N ) -100 МПа 1. 3.6 3.7 3.8 3.9 4.0 4.1 4.2 4.3 4.4 4.5 4.6 4.7 4.8 4.9 5.0 5.1 5.2 5.3 5.4 5.5 5.6 5.7 5.8 5.9 6. Рисунок 2 – Зависимость долговечности от амплитуды напряжений при различных средних напряжениях В результате установлено:

- положительные средние напряжения приводят к систематическому уменьшению долговечности, отрицательные – к увеличению;

- в области положительных средних напряжений зависимости долговечности от амплитуды напряжений имеют перелом в районе 240 МПа. Однако в области отрицательных средних напряжений этот перелом отсутствует. Причем отсутствие перелома наблюдается уже при весьма малых сжимающих средних напряжениях (25, 50 МПа).

Определение амплитуд средних остаточных деформаций. Под амплитудой остаточной деформации понимаем значение деформации при равенстве действующих напряжений нулю или их среднему значению.

Виды аппроксимирующих уравнений и методика обработки экспериментальных результатов аналогичны предложенным в работе [4].

Для каждого испытанного образца экспериментально получены зависимости остаточной деформации от наработки и определены величины средних значений остаточной деформации 1N * = ar (n )dn, (2) ar N ar ( n ) – текущее значение остаточной деформации;

где n – текущее число циклов нагружения.

Измерения величин остаточных деформаций проведены для всех серий экспериментов, кроме испытаний при отрицательных средних напряжениях, равных 150, 200 МПа, и части испытаний при 100 МПа.

Это вызвано тем, что на образцы устанавливались накладки для предотвращения потери устойчивости, которые не позволяли выполнить установку тензометра.

В процессе нагружения с постоянной амплитудой напряжений сплав Д16АТ проявляет свойства циклического упрочнения, показанные на рис. 3.

3.50E- ar 125 МПа 172 МПа 235 МПа 3.00E- 266 МПа 298 МПа 2.50E- 2.00E- 1.50E- 1.00E- 5.00E- n 0.00E+ 0.00E+00 5.00E+04 1.00E+05 1.50E+05 2.00E+05 2.50E+05 3.00E+ Рисунок 3 – Циклическое упрочнение Д16АТ с наработкой при симметричном нагружении.

Зависимость средних значений амплитуд остаточных деформаций от амплитуд напряжений характеризует основная диаграмма циклического деформирования, показанная в логарифмических координатах на рис. 4. В этих координатах зависимость может быть аппроксимирована линейной функцией, тогда m * = a, (3) K ar m где Km, m – параметры уравнения.

() 2. lg a 2. 2. 2. -100 МПа 2. -50 МПа -25 МПа 2. 0 МПа 110 МПа 160 МПа 200 МПа 1. lg( ar ) 250 МПа 0 МПа 1. -5.2 -5.1 -5 -4.9 -4.8 -4.7 -4.6 -4.5 -4.4 -4.3 -4.2 -4.1 -4 -3.9 -3. Рисунок 4 – Зависимость средних значений амплитуд остаточных деформаций от амплитуд напряжений при различных средних напряжениях В результате установлено:

- положительные средние напряжения приводят к систематическому увеличению средней остаточной деформации;

- в области положительных средних напряжений зависимость средней остаточной деформации от амплитуды напряжений имеет перелом в районе 240 МПа. Однако в области отрицательных средних напряжений этот перелом отсутствует. Причем отсутствие перелома наблюдается также при весьма малых сжимающих средних напряжениях (25, 50 МПа);

- отрицательные средние напряжения не влияют на величину средней остаточной деформации выше точки перелома и приводят к уменьшению остаточной деформации ниже точки перелома.

Тангенсы углов наклонов зависимостей остаточной деформации от амплитуды напряжений для различных средних напряжений близки.

Поэтому приняты единые тангенсы для верхнего и нижнего участков зависимостей для различных средних напряжений цикла нагружения.

Принято также, что при отрицательных средних напряжениях значения остаточных деформаций не зависят от величины средних напряжений и равны остаточным деформациям при симметричном нагружении, определенным по тангенсу верхнего участка.

В результате обработки результатов экспериментов получены значения K m при различных m. Зависимость отношения параметров основной диаграммы циклического деформирования при асимметричном нагружении от отношения средних напряжений к напряжению временного сопротивления показана на рис. 5.

1. Km K 1. 0. 0. 0. 0. m B 0. 0.00 0.10 0.20 0.30 0.40 0.50 0. Рисунок 5 – Зависимость K m от асимметрии нагружения ниже точки перелома Зависимость параметров основной диаграммы от асимметрии нагружения ниже точки перелома аппроксимирована линейной функцией и имеет следующий вид:

m 0, K m = K 2 ;

m = m2 ;

(4) = K1 1 m ;

m = m1, m 0, K m b где K 1, K 2 – параметры основной диаграммы при симметричном нагружении для участков ниже и выше точки перелома соответственно;

– параметр уравнения.

Если амплитуда напряжения превышает напряжение точки перелома ap, то необходимо определить остаточную деформацию arp, соответствующую ap для заданного среднего напряжения m, а для нахождения амплитуды остаточной деформации на верхнем участке диаграммы использовать степенное уравнение m * = arp a, (5) ar ap ap m =.

Где arp Km Это следует из параллельного смещения основных диаграмм с увеличением среднего напряжения.

Определение величин рассеянной энергии. Для каждого испытанного образца определена величина рассеянной энергии за цикл нагружения Wc = K ф a *, (6) ar K ф – коэффициент формы петли гистерезиса, который принят где равным 3.

Зависимость рассеянной энергии от долговечности для различных значений средних напряжений показана на рис. 6. Зависимость представлена в логарифмических координатах, что позволяет аппроксимировать полученные результаты линейными функциями.

Тогда N=, (7) Rm Wc R m, – параметры уравнения.

где 3.6 3.8 4 4.2 4.4 4.6 4.8 5 5.2 5.4 5.6 5.8 lg(N ) -0. - -200 МПа -150 МПа -100 МПа -1. -50МПа -24 МПа -2 0 МПа 110 МПа 157 МПа -2.5 203 МПа () lg Wc 250 МПа -150 МПа расчет - Рисунок 6 – Зависимость рассеянной энергии от долговечности для различных значений средних напряжений В результате установлено:

- положительные средние напряжения приводят к систематическому увеличению рассеянной энергии, отрицательные – к уменьшению;

- тангенсы углов наклонов зависимостей от средних напряжений близки, что позволяет принять единые тангенсы для различных средних напряжений.

В результате обработки результатов экспериментов получены значения Rm при различных m. Зависимость параметров Rm при асимметричном нагружении от отношения средних напряжений к напряжениям временного сопротивления показана на рис. 7.

3. Rm R2. 2. 1. 1. m 0. B 0. -0.60 -0.40 -0.20 0.00 0.20 0.40 0. Рисунок 7 – Зависимость R m от асимметрии нагружения Зависимость параметра Rm от асимметрии нагружения в области полученных экспериментальных данных может быть аппроксимирована двумя линейными функциями – для растяжения и сжатия, и имеет следующий вид:



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.