ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОИЗВОДСТВА...

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМ. Н.Е. ЖУКОВСКОГО

“ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ”

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Сборник научных трудов Выпуск 1 (69)

2012

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ,

МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ

Национальный аэрокосмический университет

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

ISSN 1818-8052

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА

КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1(69) январь – март 2012

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ

Издается с января 1984 г.

Выходит 4 раза в год

Харьков «ХАИ» 2012

Учредитель сборника научных трудов

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт»

Утвержден к печати ученым советом Национального аэрокосмического

университета им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», протокол № 7 от 21.03.2012 г. ════════════════════════════════════════════════════════ Главный редактор Я.С. Карпов, д-р техн. наук, проф., заслуженный деятель науки

и техники Украины, лауреат Государственной премии Украины Редакционная коллегия

В.Е. Гайдачук, д-р техн. наук, проф., заслуженный деятель науки и техники Украины, лауреат Государственной премии 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

Ответственный секретарь

А.В. Кондратьев, канд. техн. наук

════════════════════════════════════════════════════════ 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», 2012 г.

3

Содержание Вниманию авторов………......…......………………………………..…… 4 Гайдачук В.Е., Коваленко В.А., Московская Н.М. Обзор и анализ состояния проблемы назначения покрытий конструкций авиационной и ракетно-космической техники...…………………………………....………… 7 Бетин А.В., Тутубалин В.А., Бондарева Н.В. Критерии оценки эксплуатационной технологичности беспилотных воздушных судов…………………………………….…..…………….……………….………. 26 Андреев А.В. Технология получения элементов конструкций из полимерных композиционных материалов с применением плетеной арматуры……………………………….....……………………………………….. 36 Тиняков Д.В. Методика оценки потерь на балансировку самолета с учетом геометрических параметров системы несущих поверхностей………..…………………………………………..………………... 40 Третьяков А.С., Черных А.А. Циклические деформационные и усталостные характеристики сплава Д16АТ при программном нагружении. Сообщение 2. Амплитуда остаточной деформации……..… 47 Амброжевич А.В., Мигалин К.В., Середа В.А. Комплексно-сопряженная модель катапульты с телескопическим приводом……….... 61 Кондратьев А.В., Майорова Е.В., Чумак А.А. Численное определение приведенных упругих физико-механических характеристик трубчатого заполнителя…………………….………………... 70 Джоган О.М., Костенко О.П. Методы изготовления деталей из композиционных материалов пропиткой в оснастке. Часть 2. Методы вакуумной пропитки……..…………………………………………….. 80 Куреннов С.С. Колебания составной балки. Модель Голанда – Рейсснера……………………………………….…........... 93 Андреев А.А., Костюк Г.И., Минаев Н.А. Исследование коррозионной стойкости комбинированного покрытия TiO-N/TiN-Ti…….. 102Батыгин Ю.В., Гнатов А.В., Чаплыгин Е.А., Трунова И.С., Аргун Щ.В., Щиголева С.А., Смирнов Д.О. Экспериментальное исследование вихревых токов, возбуждаемых в металлической пластине полем витка с разрезом………………..………...………………..... 112Рефераты………………………...……………………………….….................. 123Сведения об авторах……………………………………………………........... 134

4

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 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 обосно-

ванием полученных результатов; − выводы по данному исследованию и перспектива дальнейшего

развития 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-

5

плуатации; − авиакосмического материаловедения (традиционных и композици-

онных 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 – 20 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 сокращениями (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

6

посередине, шрифт Arial, 14); − список использованных источников (заголовок печатается отдель-

ной 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.

7

УДК 621.79 В.Е. Гайдачук, д-р техн. наук, В.А. Коваленко, канд. техн. наук, Н.М. Московская, канд. техн. наук

ОБЗОР И АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ НАЗНАЧЕНИЯ

ПОКРЫТИЙ КОНСТРУКЦИЙ АВИАЦИОННОЙ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

Известно, что конструкции авиационной и ракетно-космической

техники (АРКТ) являются наиболее затратными по применяемым мате-риалам и комплектующим, энергоемкости, трудоемкости и времени соз-дания, а следовательно, и самыми дорогостоящими техническими объ-ектами. Поэтому стоимость 1 кг полезного груза при авиационных пере-возках составляет 1 – 1,5 тыс. $ США, а для ракетно-космической отрас-ли вывод на орбиту 1 кг массы обходится в 10 – 100 тыс. $ США [1].

В связи с этим при создании объектов АРКТ особенно остро стоит проблема снижения собственной массы конструкции путем применения новых высокоэффективных материалов – сплавов и полимерных компо-зиционных материалов (ПКМ) [2−3], современных технологических энер-госберегающих процессов изготовления [4−5] и использования компью-терных и информационных технологий оптимального проектирования и создания изделий [6−8].

В решении этой комплексной проблемы традиционно несколько обособленно стоит проблема защиты объектов АРКТ от воздействия как факторов самой среды, так и условий их эксплуатации. Как известно, эта защита реализуется весьма разнообразными видами покрытий и способами их нанесения на поверхности изделия, контактирующие с те-ми или иными внешними воздействиями или элементами непосредст-венно взаимодействующими между собой.

Различным видам покрытий и технологиям их нанесения посвяще-на обширная литература, включающая в себя сотни статей и десятки монографий, например [9−17] и др.

Роль покрытий в ответственных изделиях АРКТ трудно переоце-нить:

− они предохраняют детали от вредных воздействий среды экс-плуатации, приводящих к деструктивным процессам, снижающим стати-ческую и усталостную прочность изделия;

− служат упрочняющим поверхностным слоем в узлах трения, пре-дотвращающим износ деталей;

− обеспечивают декоративный вид изделию; − в ряде случаев повышают герметичность изделия, обеспечивая

его специальные характеристики;

8

− в гиперзвуковых летательных аппаратах теплозащитные покры-тия (ТЗП) служат единственным средством обеспечения сохранности объекта и его жизнедеятельности [15−17].

На рис. 1 показаны основные области применения системы тепло-вой защиты и типичный вид ТЗП в ракетно-космической технике [16].

Рисунок 1 – Основные области применения системы тепловой защиты и типичный вид теплозащитных покрытий в ракетно-космической технике:

а – ракета-носитель; б – спускаемый аппарат; в – головная часть; г – двигательная установка;

1 – композиционный теплозащитный материал; 2 – теплоизоляционный материал; 3 – сотовая конструкция; 4 – силовая оболочка

1

1

2

3

4

4

б

а

в

г

9

В изделиях АРКТ из ПКМ полимерное связующее является хими-

чески стойким материалом, в определенной степени выполняя функции защитного покрытия. Кроме того, в последние годы в изделиях АРКТ из ПКМ начали применять комплексные добавки, вводимые в связующее, обеспечивающие не только увеличение физико-механических характе-ристик (ФМХ) и прочности материала, но и уровень его герметичности [19], от которого зависят функциональные возможности и безопасность отсеков ракетно-космической техники, заполненных агрессивными жид-костями и газами [20].

Актуальность синтеза новых высокоэффективных покрытий изде-лий АРКТ и совершенствования процессов их формирования предопре-деляют достаточно обширный уровень исследований, проводимых в этой области.

Любое покрытие, как и основной (несущий) материал конструкции, является функциональным, обеспечивающим этой конструкции воспри-ятие ею всей гаммы воздействий, регламентированных условиями ее эксплуатации. Поэтому не корректно решать задачи оптимизации конст-рукции в процессе ее проектирования и (или) изготовления по критерию минимума массы или стоимости при тех или иных ограничениях изоли-рованно без учета покрытия как функциональной части (составляющей) несущего материала, так как последний принципиально не существует (не реализуется) в комплексе своих эксплуатационных свойств без свойств покрытия.

В этом аспекте представляет интерес монография [21], в которой реализуется попытка разработки универсальных принципов повышения стабильности процессов реакции изделий с покрытиями* и созданию на этой основе оптимальных технологий формирования покрытий с задан-ными свойствами.

Авторы выделяют ряд общих классификационных признаков при рассмотрении конструктивных параметров поверхностного слоя, а также механизмов поведения покрытий при воздействии на них различных внешних факторов в целях разработки единого подхода к процессам конструирования и формирования новых видов поверхностных слоев с * Авторы употребляют термин «устойчивость» процессов, понимая под ним «устой-чивость» функционирования, т.е. сохранение некоторого свойства процесса по от-ношению к возмущениям или неопределенности некоторых параметров системы или ее математической модели [21]. В данном случае нам представляется более оправ-данным исходный термин – «стабильность» процесса (stabilis (лат.) – устойчивый), не «перегруженный» математическими ограничениями. Кроме того, в монографии повсеместно используется термин «деформирование» системы, отражающий реак-цию последней на силовое воздействие. Поскольку воздействия на изделие с покры-тием могут быть более широкого спектра – среды эксплуатации (тепло, влага, облу-чение, абляция, трение и т.д.), то более общим представляется термин «реакция» изделия с покрытием на любое внешнее воздействие.

10

требованиями, наиболее полно отвечающими условиям эксплуатации объектов с покрытиями.

Взаимосвязь параметров поверхностного слоя с эксплуатационны-ми свойствами объектов с покрытиями иллюстрирует рис. 2 [21]. Для анализа покрытий функционального назначения в [21] выделено три ос-новных классификационных признака:

− способ формирования поверхностного слоя; − область применения объекта с покрытием; − конструкция покрытия, вид и состояние материала (материалов)

покрытия.

Рисунок 2 – Взаимосвязь свойств поверхностного слоя

с эксплуатационными свойствами всего объекта

Химический состав

Шерохова-тость

Дефекты по-верхности

Волни-стость

Фазовый состав

Структура

Геометрия поверхности

Физико-химическое состояние

поверхностного слоя

Физико-химические свойства поверхностного слоя

Эксплуатационные свойстваизделий

Физические Химические и элек-трохимические

Механические

Тепловые Коррозионная стойкость

Прочность

Оптические Каталитическая активность

Пластичность

Электрические Химическая стойкость

Твердость

Эрозионная стойкость

Магнитные Износостойкость

Поверхностный слой металлоизделия

11

Первый классификационный признак во многом определяет уро-вень формируемых свойств поверхностного слоя и конструкции покры-тия, а также технико-экономические показатели ее производства. Второй характеризует функциональность вновь образованного комплекса свойств объектов применительно к условиям эксплуатации. Третий при-знак характеризует конструктивные особенности формируемого покры-тия, вид и состояние его материала, т.е. уровень его ФМХ, прочностных и химических свойств.

Первый классификационный признак реализуется разделением всех технологических процессов формирования покрытий на два класса: способы формирования собственно покрытий (рис. 3) и способы прида-ния необходимых поверхностных свойств основному материалу (рис. 4). Последние, как правило, не могут быть использованы для восстановле-ния изношенных поверхностей объектов до требуемых геометрических форм и размеров изделия. Кроме того, возможность формирования не-обходимого комплекса свойств данными методами ограничена составом материала, из которого изготовлен объект [21].

По механизму воздействия на обрабатываемый материал при его поверхностной обработке можно условно выделить следующие способы [9]:

− химические и электрохимические; − физические; − механические. Выделенные в данные группы способы можно, в свою очередь,

подразделить по схемам и технологическим особенностям поверхностей обработки.

Следует однако отметить, что данный подход [21] к классификации как способов формирования покрытий, так и модифицирования поверх-ностных слоев, является достаточно условным. Например, процесс пла-кирования сопровождается сложными многостадийными физико-химическими процессами, а эффективность любого из способов порош-кового напыления во многом определяется возникновением ударного и напорного давлений на контактной поверхности частицы с основой, то есть механическими составляющими процесса. Однако предлагаемая классификация позволяет достаточно просто и наглядно отнести тот или иной способ к группе процесса, превалирующее влияние которого оче-видно и приводит к прочному соединению покрытия с основой или дос-тижению требуемого градиента механических свойств.

Выбор способа формирования покрытия во многом определяет ка-чество соединения разнородных материалов в композицию, сохраняю-щую достаточную адгезионную связь в условиях дальнейшей технологи-ческой обработки и эксплуатации детали с покрытием. При этом от ме-ханизма воздействия на соединяемые материалы зависит их структура и, следовательно, финишные свойства всей композиции.

12

Рисунок 3 – Способы формирования покрытий Способы соединения различных материалов в процессах форми-

рования покрытий в [21] представлены тремя группами (рис. 5): − соединение в присутствии жидкой фазы (сварка плавлением); − соединение твердых фаз (сварка давлением); − конденсация покрытия из газовой (жидкой) фазы. При таком широком спектре технологических процессов и схем мо-

дифицирования поверхностных слоев необходимо научно обосновать правильность и целесообразность выбора той или иной технологической схемы обработки изделия, а также материала покрытия. Это невозмож-

Способы формирования покрытий

Физические


Физико-механические

Химические и электрохими-

ческие

Электрохимиче-ское осаждение

Химические ме-таллопокрытия

Химическое покрытие

Горячее метал-лопогружение

Напыление

Наплавка

Нанесение из дисперсных сред

покрытие

Вакуумное осаждение покрытие

Плакирование

Электроконтакт-ное напекание

Детонаци-онное

Электри-ческое

Газопла-менное

Электро-дуговое

Плазмен-ное

Из водныхсуспензий

Из органо-дисперсий

Термиче-ское распы-

ление

Ионное распыление

Распыление в электри-ческом поле

13

но без оценки комплекса эксплуатационных воздействий на обрабаты-ваемый объект с покрытием.

Рисунок 4 – Способы придания необходимых поверхностных

свойств основному материалу В настоящее время отсутствуют строгая классификация и система-

тизация параметров эксплуатационных воздействий, что связано с ши-роким спектром как самих изделий АРКТ, так и различием взаимодейст-вия их узлов, деталей, так как каждый объект подвергается определен-ному, свойственному только ему комплексу внешних воздействий. По-этому целесообразно выделить наиболее характерные эксплуатацион-ные воздействия и структурные признаки поверхностных слоев, от кото-рых зависит способность объекта сохранять требуемые функциональ-ные свойства [21].

При анализе особенностей слоистых (композиционных) покрытий в [21] приводится их классификация по конструктивным признакам, со-стоянию материала и его природе (рис. 6).

Возможность оценки оптимальных конструктивных параметров по-крытия при соответствующих эксплуатационных воздействиях на изде-лие осуществляется только при наличии единого научно обоснованного подхода, устанавливающего взаимосвязь показателей необходимого и достаточного условий решения задачи обеспечения требуемого уровня свойств изделий с покрытиями [21].

Способы придания необходимых свойств материалу изделия

Физические


Физико-механические

Химические и электрохими-

ческие

Химикотермиче-ская обработка

Электроискровое

упрочнение

Диффузионное насыщение

Индукционная закалка

Дробеструйная обработка

Лазерная обработка

Накатка роликом

Выглаживание

14

Рисунок

5 –

Классиф

икация

процессов

формирования

покры

тий по

агрегатному состоянию

присадочны

х материалов

Классификация

процессов

соединения покрытия с основным

материалом

детали

Конденсация или

осаж

дение

Вакуумное кон-

денсационное

напы

ление

Хим

ическое и

электрохим

иче-

ское

осаждение

Из газовой

фазы

Сварка

прокаткой

Сварка

взры

вом

Магнитоим

-пульсная

сварка

Ультразвуковая

сварка

Континуальная

среда

Электроконтакт-

ное напекание

Нанесение

покрытий

щетками

Детонационное

напы

ление

Дискретная

среда

(порош

ко-

вая)

Плазменное

напы

ление

Газоплам

енное

напы

ление

Окраска

распылением

Дискретная

среда

Горячее метал

-лопогруж

ение

Наплавка

Эмалирование

Окраска

окунанием

Континуальная

среда

Хим

ическое

осаж

дение

Электрохимиче-

ское

осаждение

Из жидкой

фазы

Соединение в

присутствии

жидкой фазы

Соединение

тверды

х фаз

15

Рисунок 6 – Классификация композиционных покрытий по конструктивным признакам, виду и состоянию материала

Результатом решения поставленной задачи, в зависимости от кон-

кретных предъявляемых технологических проблем, могут быть: опти-мальная конструкция поверхностного слоя, соответствующая свойст-венным данному изделию эксплуатационным воздействиям, или опти-мальный режим обработки основного материала с модифицированным поверхностным слоем, соответствующий заранее заданной конструкции покрытия (рис. 7).

Таким образом, широта цитируемых прежде всего классификаци-онных результатов монографии [20] свидетельствует об их приемлемо-сти и для объектов, анализируемых в данной статье, хотя сам источник и ориентирован его авторами на объекты металлургической и машино-строительных отраслей промышленности, далеких от АРКТ.

Остановимся несколько подробнее на анализе существующих оте-чественных функциональных покрытий для АРКТ. Известно, что в авиа-строении наиболее широко применяемым конструкционным материалом являются алюминиевые сплавы [22].

Несмотря на общую высокую коррозионную стойкость, учитывая, что алюминиевые сплавы эксплуатируются в различных условиях, они, как правило, нуждаются в специальной защите от коррозии. Методы за-щиты могут быть: металлургические, охватывающие вопросы легирова-ния плавки, деформации, термической обработки, а также гальвано-химические и лакокрасочные, охватывающие вопросы анодного и хими-

Композиционные покрытия

Конструктивный признак

Монослойные

Состояние материала

Природа материала

Пористые

Двухслойные

Многослойные

Компактные Неметаллы

Металлы

Полимеры Керамика

16

ческого оксидирования, нанесения гальванических и лакокрасочных по-крытий, эмалирования и эматолирования.

Выбор метода защиты от коррозии определяется многими факто-рами: климатическими условиями, рабочими средами, размещениями деталей и узлов в конструкции, способом хранения, действующими на-грузками на конструкцию, длительностью эксплуатации, системой и мар-кой сплава, конструктивными особенностями, видом соединения, контак-та с другими материалами и т.п., а также экономическими факторами.

Рисунок 7 – Схема решения задачи обеспечения качественных

показателей объектов с покрытиями Наиболее эффективным методом защиты от коррозии является ле-

гирование. Оптимальное соотношение легирующих элементов является основой высокой коррозионной стойкости алюминиевых сплавов. Эф-фективным и широко применяемым методом защиты от коррозии листов из алюминиевых сплавов является плакирование сплавом с электрон-ным потенциалом, более отрицательным, чем основной сплав. Плакиро-вание заключается в нанесении прокаткой тонкой пленки на лист. Пла-кировка не только предохраняет сердцевину основного сплава от непо-

Условия

Параметры экс-плуатационного воздействия

Технологиче-ское

обеспечение

Выбор материалов

Выбор оборудования

Задача по обеспечению требуемого уровня свойств изделий с покрытиями

Необходимые

Достаточные

Единый научно обоснованный подход

Оптимальный режим

обработки

Оптимальная конструкция покрытия

17

средственного воздействия коррозионной среды, но и осуществляет его электрохимическую (катодную) защиту в случае нарушения сплошности плакировки (отверстия, торцы и т.п.). Такой эффект высок в морской во-де и низок в атмосфере [22].

Для предотвращения возникновения фреттинг-коррозии алюми-ниевых сплавов при контакте с другими металлами применяют между ними изолирующие прокладки, слои лакокрасочных покрытий или грун-тов. В ряде случаев наносят на защищаемую поверхность кадмий или цинк. Применяемые для защитных слоев неметаллические материалы не должны быть агрессивными, гигроскопичными и не выделять актив-ных веществ.

Анодное и химическое оксидирование с образованием анодноокис-ных пленок толщиной 5…20 мкм является эффективным методом защи-ты от атмосферной коррозии. Примерно 90% алюминиевых сплавов подвергаются анодному оксидированию. Схема технологического про-цесса анодного оксидирования следующая: очистка и обезжиривание → травление → полирование → анодное окисление → уплотнение пор по-крытия (пористость анодной пленки достигает 30%) в растворе бихрома-та калия или деминерализованной воды.

Сернокислое анодное окисление – наиболее распространенная се-рийная технология, позволяющая получать на плакированном листе пленки толщиной 6…12 мкм, а на неплакированных заготовках - толщи-ной 5…8 мкм.

Анодно-окисные покрытия кроме защиты от коррозии применяют для подготовки поверхности перед нанесением лакокрасочных покры-тий, клеев, герметиков и др., изменения цвета, повышения твердости, износа. Толщина анодных пленок для деталей, работающих на трение, составляет 30…60 мкм, для электроизоляции – 20…40 мкм, для тепло-изоляции – 100 мкм.

Декоративное анодное окисление с предварительным полировани-ем применяется с последующим электрохимическим и адсорбционным окрашиванием или с получением окраски покрытия в процессе форми-рования анодной пленки.

Химическое оксидирование обеспечивает образование окисной пленки без наложения внешнего тока в растворах, содержащих актива-торы. В [22] приведены типовые растворы и режимы анодного окисления и химического оксидирования алюминиевых сплавов.

Для надежной защиты от коррозии алюминиевых сплавов только анодного окисления или химического оксидирования недостаточно. На-дежной защитой от коррозии алюминиевых сплавов является сочетание анодного или химического окисления с окраской поверхности алюми-ниевых сплавов. Существующая система лакокрасочных покрытий для окраски конструкционных алюминиевых сплавов включает в себя 1 – 2 слоя грунтовки и 2 – 3 слоя эмали. Иногда для защиты внутренних по-

18

верхностей изделий используется только покрытие грунтовкой. Для грунтовки используют только пассивирующие (хроматные) покрытия, об-ладающие хорошей адгезией к алюминиевым сплавам, марок: АК-069, АК-070, ФЛ-086, ФЛ-ОЗЖ, ЭП-0215, ЭП-0208, ЭП-076, ЭП-0232, ВЛ-02, ВЛ-023, АК-0209 и др.

Лаковые покрытия применяют для конструкций из плакированных алюминиевых сплавов, предварительно подвергнутых анодному окисле-нию с последующим уплотнением в воде анодно-оксидной пленки. Лаки-ровку осуществляют лаками марок АК-113, АК-113Ф, АС-16, АС-82 по схеме: один слой лака АК-113Ф или АК-113 и двух слоев лака АС-16 или АС-82.

Современная авиация характеризуется большими скоростями, экс-плуатационными температурами, высокими удельными нагрузками на узлы и агрегаты, продолжительным ресурсом работы в различных кли-матических условиях. Требованиям прочности, надежности и коррозион-ной стойкости отвечают высокопрочные титановые сплавы, которые в то же время имеют наихудшие из применяемых в авиастроении металлов антифрикционные свойства. В [14] достаточно подробно изложены ме-тоды повышения прочности отечественных титановых сплавов: гальва-нические покрытия, газоплазменное напыление, электроискровое по-верхностное легирование, наплавка, ионная имплантация, термодиффу-зионное насыщение кислородом и азотом, азотирование в молекуляр-ном азоте и др. В таблице 1 приведены сравнительные характеристики эффективности антифрикционных покрытий на сплаве ВЕ22, получен-ных различными способами их нанесения.

Таблица 1 – Характеристики покрытий на сплаве ВТ22

№ п/п

Вид покрытия и способ нанесения

Толщина, мкм

Микро-твер-

дость, ГПа

Прочность адгезии, МПа

1 Электролитическое хромирование

80…100 0,9…1,0 700

2 Химическое никелирование 20…30 5,0…6,0 200 3 Электрохимическая обработка 40…50 5,0…6,0 - 4 Анодирование 10 4,5…5,0 80…90 5 Электроискровое легирование 25 9,0…10,0 85 6 Термооксидирование 30 7,5…8,0 - 7 Ионное азотирование 100…150 8,6…9,5 - 8 Ионно-плазменное покрытие

TiN 2…4 9,6…12,0 100

9 Детонационное ( ) NiCuTiC / 200 21,0…5,4 70…80 10 Плазменное ( ) NiTiC / 300 23,7…5,0 30…40

19

В [17] приведены сведения о характеристиках и технологии нане-сения ТЗП внутренних поверхностей ракетных двигателей на твердом топливе, головных обтекателей ракет, а также для экранно-вакуумной теплоизоляции РКТ, длительное время работающей в условиях открыто-го космоса.

Специфическими видами разрушения агрегатов ракетно-космической техники при гиперзвуковых скоростях, как уже отмечалось выше, является тепловое разрушении в виде абляции. В [18] приводится краткая характеристика материалов ТЗП, используемых в отечествен-ных и зарубежных РКТ (таблица 2).

Таблица 2 – Краткая характеристика материалов, используемых

в качестве ТЗП отечественных и зарубежных изделий РКТ

Марка Плотность, кг/м3

Состав Назначение, разработчик

АП

1500

АсботекстолитыАсботкань АТ-1, фенольно-формальдегидная (ФФ) смола

Тепловая защита спускаемых аппара-тов и т.д. НПО «Энергия»

ТЗМКТ-8 1620…1650 Стеклопластики

Кремнеземная ткань МКТ-5,25; эпоксидное связующее ЭДТ-10

Тепловая защита спускаемых аппара-тов и т.д. ОКБ «Новатор»

СТКТ-ТЛ 1620 Кремнеземная трикотажная лента;связующее ЛБС-4

Тепловая защита ЛА КБ «Южное»

УСС-2 1440 Углепластики

Угольная ткань УУТ-2-14, пропитанная стеклонитью, ФФ смола

Тепловая защита ЛА НПО «Энергия»

УП-ТВТМ 1420 Материал на основе угольной нити УПН и связующего ЛБС-4


УП-УН-2 1300 Трикотажная лента, пропитанная по-лиамидным связующим ЛБС-4


УП-УТЛ 1400 Трикотажная лента УТЛ, пропитанная полиамидным связующим ЛБС-4


УП-СТКТ 1460 Комбинированная трикотажная лента из угольных и кремнеземных нитей, пропитанная полиамидным связую-щим ЛБС-4


УПЭ 880…1000 Трикотажная угольная лента УТЛ, кремнийорганический эластомер «Стиросил»


Органит-6ТЗ 1290

ОргановолокнитыТкань из гетероциклического поли-амидного волокна марки СВМ, эпок-сидное связующее ЭДТ-10

Исследование влияния связующего на скорость разру-шения органоволок-нитов НПО ВИАМ

20

В таблице 3 приведены материалы для аблирующих и многоразо-вых ТЗП летательных аппаратов, заимствованные из указанных в ней источников.

Таблица 3 − Материалы для аблирующих и многоразовых ТЗП ЛА


Состав Назначение материала, основные свойства

Источник, разработчик

Гравимол

1700…2000

Углеродный наполнитель − плоская ткань марки ТКК-2

Носовой обтекатель ОК «Бу-ран». Теплопроводность при 20°С: перпендикулярно к слоям −10,5…18,0 Вт/(м·К); параллельно слоям − 30…45 Вт/(м·К). Предел прочности при 20°С: на сжатие −100…130 МПа; на сдвиг − 32…45 МПа; на растяжение − 24…30 МПа; на изгиб − 90…100 МПа. Вязкость разрушения − 1,5…2,0 МПа·м1/2

[23] НИИ «Гра-фит», НПО ВИАМ, НПО «Мол-ния»

Гравимол-В

1700…2000

Углеродный наполнитель − ткань объ-емного пле-тения маркиТНУ-2

Секции крыла ОК «Буран». Теплопроводность при 20°С: перпендикулярно к слоям − 17…22 Вт/(м·К); параллельно слоям − 26…38 Вт/(м·К). Предел прочности при 20°С: на сжатие − 90…130 МПа; на сдвиг − 25…33 МПа; на растяжение − 35…50 МПа. Предел прочности на изгиб: при 20°С − 118…140 МПа; при 1500°С − 130…160 МПа. Вязкость разрушения − 4,5…5,2 МПа·м1/2


Карбосил

1850

Высокопроч-ный углерод-углеродный материал

Рабочая температура − 1850°С. Предел прочности: на сжатие −300 МПа; на растяжение − 300 МПа; на изгиб − 400…500 МПа


ЭВЧ-2

-

Покрытие на основе боро-силикатного стекла с до-бавками ди-силицида молибдена

Защита от окисления углерод-углеродных материалов при вы-соких температурах. Теплопроводность при 20°С −1,71 Вт/(м·К); электрическое сопротивление − 104 Ом; ско-рость уноса − 10-5 (кг/(м2·с)


21

Продолжение таблицы 3




Высокотемпературная теплоизоляция поверхности многоразовых космических систем

ТЗМК-10

150

Супертонкое кварцевое волокно, аморфная кремнезем-ная связка и соединения бора

Рабочая температура − 1250°С. Теплопроводность при 20°С − 0,05 Вт/(м·К). Прочность при сжатии в «сла-бом» направлении − 0,4 МПа; в «сильном» − 0,6 МПа. Прочность при растяжении в «слабом» направлении − 0,2 МПа; в «сильном» − 0,35 МПа. Прочность при изгибе (в плоско-сти плитки) − 0,6 МПа

[23] ОНПП «Техноло-гия»

АТМ-11

150…240

На основе супертонких кремнезем-ных волокон и кремнийор-ганического или неорга-нического связующего

Теплоизоляция конструкций. Рабочая температура – от − 150°С до 1000 °С. Теплопроводность при 465°С − 0,093 Вт/(м·К)


IMI

352

Отражающая фольга, кремнезем-ное волокно

Тепловая защита космических кораблей. Теплопроводность: при 200°С − 0,02 Вт/(м·К); при 1400°С − 0,042 Вт/(м·К)

[24]

ГТЗИ

1780

Состав паке-та: внешний слой − кар-бидокрем-ниевая ткань; изолирующий слой − квар-цевые нити; слой алюмо-боросиликат-ной ткани; металлизи-рованная по-лимерная пленка; под-стилающий слой из алю-моборосили-катной ткани

Теплоизоляция для тормозных экранов. Теплоизоляция выдерживает тепловые потоки до 350 кВт/м2 при температуре 1690 К

[25]

22





АТМ-6

150…240

На основе супертонких стеклянных волокон и кремнийорга-нического или неорга-нического связующего

Теплоизоляция конструкций. Рабочая температура – от − 150°С до 300°С. Теплопроводность при 300°С − 0,062 Вт/(м·К); теплоемкость − 0,84 кДж/(кг·К)

[24]

АТА-9

200 400 500

На основе супертонких стеклянных волокон и кремнийорга-нического или неорга-нического связующего

Теплоизоляция конструкций. Рабочая температура – от − 150°С до 300 °С. Теплопроводность при 300°С − 0,067…0,075 Вт/(м·К); теплоемкость − 0,84…0,86 кДж/(кг·К)

ЗАО «Экс-поцентр»

[26]

Композиционные материалы для теплонапряженных элементов летательных аппаратов

ФОСТ

-

Кварцевая стеклоткань, алюмофос-фатная связ-ка

Изготовление изделий и узлов конструкционно-радиотехнического назначения, длительно работающих при температурах 600…800°С. Предел прочности при изгибе, растяжении и сжатии с учетом анизотропии − 50…130 МПа. Ударная вязкость − 15 кДж/м2

[27]

INSi −43

-

Реакционно-связанный нитрид крем-ния

Изготовление обтекателей для длительной работы при темпе-ратурах 1300…1500°С и кратковременной – при 1300…1500°С. Прочность в интервале темпе-ратур 20…1400°С − 200…250 МПа. Выдерживает темп. нагрева с 150°С до 900…1300°С без ви-димых разрушений. Изменение диэлектрической по-стоянной в диапазоне 20…1320°С – не более 10%

[28]

23





УNSi −43

-

Реакционно-связанный нитрид крем-ния, уплот-ненный при повышенных температурах

Изготовление обтекателей для длительной работы при темпе-ратурах 1300…1500°С и кратко-временной при 1300…1500°С. Прочность в интервале темпе-ратур 20…1300°С − 430…500 МПа. Выдерживает темп. нагрева с 150°С до 900…1300°С без ви-димых разрушений. Изменение диэлектрической по-стоянной в диапазоне 20…1320°С – не более 10 %


В заключение отметим, что проведенный выше краткий обзор и анализ состояния проблемы назначения покрытий конструкций АРКТ свидетельствует о ее актуальности, а также необходимости решения ряда связанных с нею задач. К числу таковых следует, по-видимому, от-нести прежде всего экономический анализ покрытий, который позволит существенно сократить затраты на создание дорогостоящей АРКТ. Представляются также весьма актуальными задачи разработки и вне-дрения моделей выбора для последующего обязательного назначения директивной технологии создания покрытий конструкций АРКТ с учетом критериев их долговечности (ресурса) и экономической эффективности.

Список использованных источников

1. Оборонно-промышленный комплекс Украины – современное со-стояние и реконструкция [Текст] / В.П. Горбулин, А.С. Довгополый, О.Н. Приходько и др. // Технологические системы. – 2001. – №2(8). – С. 5 – 20.

2. Авиационные материалы на рубеже XX-XXI веков [Текст] / под ред. Р.Е. Шалина. – М.: ВИАМ, 1994. – 602 с.

3. Коваленко, В.А. Применение полимерных композиционных мате-риалов в изделиях ракетно-космической техники как резерв повышения ее массовой и функциональной эффективности [Текст] / В.А. Коваленко, А.В. Кондратьев // Авиационно-космическая техника и технология. – 2001. – № 5 (82). – С. 14 – 20.

4. Братухин, А.Г. Технологическое обеспечение высокого качества, надежности, ресурса авиационной техники [Текст] / А.Г. Братухин. – М.: Машиностроение, 2011. – 297 с.

5. Теория и практика технологий производства изделий из компо-зиционных материалов и новых металлических сплавов (ТПКММ)

24

(Theory and Practice of Technologies of Manufacturing Products of Compo-site Materials and New Metal Alloys (TPSMM)) [Текст] / под ред. К.В. Фро-лова, И.Ф.Образцова, О.С. Сироткина, В.С. Боголюбова. – М.: Знание, 2004. – 806 с.

6. Российская энциклопедия CALS. Авиационно-космическое ма-шиностроение [Текст] / под ред. А.Г. Братухина. – М.: ОАО «НИЦ АСК», 2008. – 608 с.

7. CALS-технологии в технологической подготовке производства авиакосмической техники [Текст] / В.Д. Костюков, Э.М. Годин, В.П. Соко-лов и др.; под ред. Э.М. Година. – М.: Изд-во МАИ, 2005. – 552 с.

8. Теория и практика технологий производства изделий из компо-зиционных материалов и новых металлических сплавов. Корпоративные нано- и CALS-технологии в наукоемких отраслях промышленности [Текст] / под ред. К.В. Фролова, О.С. Сироткина, В.С. Боголюбова. – М.: Знание, 2006. – 864 с.

9. Порошковая металлургия. Материалы, технология, свойства, области применения [Текст]: справ. / И.М. Федорченко, И.Н. Францевич, И.Д. Радомысельский и др.; отв. ред. И.М. Федорченко. – К.: Наук. думка, 1985. – 624 с.

10. Борисов, Ю.С. Плазменные порошковые покрытия [Текст] / Ю.С. Борисов, А.Л. Борисова. – К.: Техника, 1986. – 223 с.

11. Порошковая металлургия и напыленные покрытия: учебник для вузов [Текст] / В.Н. Анциферов, Г.В. Бобров, Л.К. Дружинин и др. – М.: Металлургия, 1987 – 729 с.

12. Технологические процессы получения деталей самолетов ме-тодом порошковой металлургии [Текст] / В.П. Семенченко, С.Г. Кушна-ренко, С.А. Бычков, О.Ю. Нечипоренко. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1992. – 64 с.

13. Современные технологические процессы с использованием по-рошковых и слоистых материалов [Текст] / Е.П. Носков, Г.С. Гунн, В.Л. Стеблянко, Ю.Ф. Бахматов и др. – Магнитогорск: МГМИ, 1993. – 260 с.

14. Міцність і довговічність авіаційних матеріалів та елементів конс-трукцій [Текст] / О.П. Осташ, В.М. Федирко, В.М. Учанін та ін.; т. 9; за ред. О.П. Осташа і В.М. Федірко. – Л.: Сполох, 2007. – 1068 с.

15. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в бу-дущее: в 3 т. – Т. 1. Прогнозирование и анализ экстремальных воздейст-вий [Текст] / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, Э.Б. Василевский и др.; под ред. С.В. Резника. – М.: Изд-во МТТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. – 224 с.

16. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в бу-дущее: в 3 т. – Т. 1. Экспериментальные исследования [Текст] / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, А.Н. Баранов и др.; под ред. Ю.В. Поле-жаева и С.В. Резника. – М.: Изд-во МТТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. – 264 с.

25

17. Полімерні композиційні матеріали в ракетно-космічній техніці: підруч. [Текст] / Є.О. Джур, Л.Д. Кучма, Т.А. Манько та ін. – К.: Вища шко-ла, 2003. – 399 с.

18. Полежаев, Ю.В. Тепловое разрушение материалов [Текст] / Ю.В. Полежаев, Г.А. Фролов; под ред акад. НАН Украины В.В. Скорохо-да. – К.: ИД «Академпериодика», 2006. – 354 с.

19. Creation of energy-saving technologies of forming articles made of polymeric composite materials [Текст] / V. Slyvyns’kyy, N. Verbitskaya, V. Gajdachuk, V. Kirichenko, O. Karpicova // 60-th International Astronautical Congress 2009. – Daejeon, South Korea. – IAC-09.C2.4.9. – P. 1 – 8.

20. Герметичність у ракетно-космічній техніці: підручник [Текст] / Ф.П. Санін, Є.О. Джур, Л.Д. Кучма, В.А. Найдьонов. – Дніпропетровськ: Вид-во ДДУ, 1995. – 168 с.

21. Гун, Г.С. Оптимизация процессов технологического и эксплуа-тационного деформирования изделий с покрытиями [Текст] / Г.С. Гунн, М.В. Чукин. – Магнитогорск: ГОУ ВПО «МГТУ», 2006. – 323 с.

22. Алюминиевые сплавы (состав, свойства, технология, примене-ние) [Текст]: справ. / В.М. Белецкий, Г.А. Кривов; под общ. ред. акад. РАН И.Н. Фридляндера. – К.: КОМИНТЕХ, 2005. – 365 с.

23. Гофин, М.Я. Жаростойкие и теплозащитные конструкции много-разовых космических аппаратов [Текст] / М.Я. Гофин. – М.: ЗАО «ТО»МИР»», 2003. – 672 с.

24. Keller, K. High temperature insulation [Текст] / K. Keller, H. Weber. - ESA Bulletin 80, November, 1994. – P.50.

25. Kourtides Demitrius, A. Composite flexible insulation for thermal protection of space-vehicles [Текст] / A. Kourtides Demitrius, K. Tran Huy, S. Chiu. – Amanda cent., Anancim., Calif., March, 9-12, 1992: Covina (Calif.), 1992. – P. 147 – 158.

26. Теплоизоляционные материалы марки АТМ [Текст] / 3-й между-народ. форум «Высокие технологии оборонного комплекса». – 22-26 ап-реля 2002 г. – М.: ВК ЗАО «Экспоцентр».

27. Подобеда, Л.Г. Работоспособность неорганического компози-ционного материала в экстремальных условиях [Текст] / Л.Г. Подобеда, В.В. Василенко, М.Ю. Русак // 3-я междунар. конф. «Материалы и покры-тия в экстремальных условиях»: тр. конф. – 2004. – С. 439.

28. Перспективы создания керамических оболочек из нитрида кремния [Текст] / И.Ю. Келина, М.Ю. Русин, А.С. Шаталин и др. // 3-я ме-ждунар. конф. «Материалы и покрытия в экстремальных условиях»: тр. конф. – 2004. – С. 245 – 246.

Поступила в редакцию 16.01.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. М.Ю. Русин, Обнинское научно-производственное объединение «Технология», РФ, г. Обнинск

26

УДК 629.7.018.74 А.В. Бетин, д-р техн. наук, В.А. Тутубалин,

Н.В. Бондарева

КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ БЕСПИЛОТНЫХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ С каждым годом беспилотные воздушные суда (БВС), совершенст-

вуясь технически, приближаются по показателям надежности к пилоти-руемым воздушным судам. Это создает предпосылки к использованию БВС не только в военной, но и гражданской авиации. Однако рынок авиационных работ уже поделен, и для того чтобы конкурировать на этом рынке, преимущества БВС необходимо как-то доказать [1].

Кроме высокого уровня надежности для современных гражданских пилотируемых воздушных судов характерна и высокая эксплуатацион-ная технологичность (ЭТ), под которой понимают свойства конструкции воздушного судна, определяющие его приспособленность к выполнению всех видов работ по эксплуатации, техническому обслуживанию (ТО) и ремонту при наименьших затратах средств и времени. Свойства конст-рукции, определяющие ее ЭТ, закладывают на ранних стадиях создания авиационной техники и, как правило, по техническим требованиям за-казчика [2 – 5].

Следует отметить, что современному потребителю необходимы БВС, обеспечивающие годовой налет в 2000 – 3000 часов, межремонт-ный ресурс не менее 8000 – 10000 часов, а не изделия, для которых ка-ждый полет – событие и повторный полет возможен лишь через две-три недели. БВС должны разрабатываться, производиться и эксплуатиро-ваться в полном соответствии с требованиями, предъявляемыми к авиационной технике. Однако анализ современного состояния беспи-лотной авиации в Украине не свидетельствует о таком подходе, в част-ности, из-за отсутствия единой нормативной базы по их проектированию и эксплуатации [3].

В многочисленных рекламных материалах большинство украин-ских разработчиков БВС не указывают никакой информации о ЭТ, ре-сурсах, планируемых налетах, ограничиваясь общими фразами о значи-тельных преимуществах БВС по сравнению с пилотируемыми. Напри-мер, в публикации [3], посвященной перспективам использования БВС в Украине, высказывается сожаление по поводу закупки Государственной пограничной службой Украины пилотируемых самолетов DA-42М авст-рийской фирмы Diamond вместо того, чтобы использовать БВС одного из украинских разработчиков. При этом не проводится сравнение пока-зателей и характеристик этих изделий, хотя DA-42М – сертифицирован-ное гражданское воздушное судно, при разработке которого особое внимание уделялось технологичности и экономичности эксплуатации.

27

Основные показатели его ЭТ известны и подтверждены многолетней эксплуатацией.

Для успешной конкуренции украинских БВС с пилотируемыми воз-душными судами на рынке невоенных авиационных услуг необходимо, среди многих других работ, количественно оценивать ЭТ конструкции при разработке технических требований на опытные образцы перспек-тивных БВС, выбирать из нескольких возможных конструктивных вари-антов наилучший, оценивать совершенство конструкции эксперимен-тальных образцов в ходе опытной эксплуатации.

Цель данной работы – на основе методик оценки ЭТ пилотируемой авиации разработать систему критериев ЭТ БВС в виде количественных показателей.

До принятия в Украине единой нормативной базы для беспилотной авиации это позволит организациям, ведущим разработку БВС, прово-дить оценку их ЭТ как при разработке, так и в ходе опытной эксплуата-ции. Кроме того, оценка показателей ЭТ даст возможность оперативно разрабатывать систему действенных мероприятий по улучшению ЭТ, позволит сравнивать уровень совершенства существующих и вновь раз-рабатываемых типов БВС, а также аргументировано доказывать пре-имущества БВС при выполнении тех или иных работ.

ЭТ БВС определяется сочетанием таких разнородных и часто не-равнозначных свойств конструкции, как ремонтопригодность, доступ-ность, легкосъемность, эксплуатационная взаимозаменяемость, преем-ственность наземного оборудования для ТО, приспособленность к авто-матизированному контролю систем и агрегатов. Поэтому для оценки ЭТ БВС предлагается использовать систему основных и дополнительных (частных) критериев.

Основные критерии оценивают ЭТ в целом. К ним можно отнести коэффициенты готовности БВС ( ГK ) и трудоемкости ТО БВС ( ТK ). Эти количественные показатели ЭТ БВС должны задаваться в техническом задании на БВС, рассчитываться и доводиться до заданных параметров в ходе их проектирования.

Готовность БВС означает, что БВС данного типа находится в со-стоянии готовности к выполнению полетного задания. Готовность БВС определяется коэффициентом

∑=

ttK Г

Г , (1)

где Гt – время пребывания БВС в состоянии готовности в течение ис-следуемого периода эксплуатации (месяц, год, цикл межремонтного ре-сурса), выраженное в календарных днях; Σt – суммарное время иссле-дуемого периода эксплуатации, выраженное в календарных днях.

28

Суммарное время эксплуатации

ТОГ ttt +=Σ , (2)

где ТОt – время пребывания БВС на ТО. При этом под ТО БВС следует понимать комплекс мероприятий по

уходу, осмотру, проверке и ремонту этого БВС, проводимых периодиче-ски в целях замедления нарастания естественных износов, предупреж-дения появления неисправностей и вызываемых ими чрезвычайных происшествий, а также сохранения БВС своей физической работоспо-собности в течение возможно более длительного времени.

Коэффициент готовности БВС можно представить в виде

ПТО

Г KttK −=−=Σ

11 , (3)

где Σ

=ttK ТО

П – коэффициент простоя БВС.

Большая величина коэффициента ПK означает низкую ЭТ БВС конкретного типа, что подразумевает и общую низкую эффективность беспилотного авиационного комплекса, в составе которого эксплуатиру-ются БВС, так как требуется увеличение потребного количества БВС для выполнения необходимых авиационных работ.

Суммарная трудоемкость всех видов ТО, приходящаяся на час на-лета за период межремонтного ресурса БВС до его первого капитально-го ремонта определяет коэффициент трудоемкости ТО БВС

МБС

ТОТ R

РK ∑= , (4)

где ∑ ТОР – суммарная трудоемкость ТО за период межремонтного ре-сурса БВС (в человеко-часах); МБСR – межремонтный ресурс БВС (в часах налета).

Суммарная трудоемкость

КРНДЗДПООПТО РРРРРР ++++=∑ , (5)

где ОПР – трудоемкость оперативного ТО БВС; ПОР – трудоемкость периодического ТО БВС; ЗДР – трудоемкость замены двигателей;

НДР – трудоемкость устранения неисправностей и проведения дорабо-ток; КРР – трудоемкость капитального ремонта.

29

Найдя отношения каждого из составляющих ∑ ТОР к величине

МБСR , коэффициент TK можно представить в виде

КРНДЗДПООПT КККККK ++++= , (6)

где ОПK – коэффициент трудоемкости оперативного ТО БВС; ПОK – коэффициент трудоемкости периодического ТО БВС; ЗДK – коэффици-ент трудоемкости замены двигателей; НДK – коэффициент трудоемко-сти устранения неисправностей и проведения доработок; КРK – коэф-фициент трудоемкости капитального ремонта БВС.

Как правило, оперативное ТО БВС включает в себя предваритель-ное, предполетное и послеполетное ТО, а также ТО при кратковремен-ной стоянке (подготовке к повторному вылету). Поэтому

КСКСПОППОППППППРПРОП РNРNРNРNР +++= , (7)

где ПРN , ППN , ПОПN , КСN – количество предварительных, предполет-ных, послеполетных ТО и ТО при кратковременной стоянке за период МБСR ; ПРР , ППР , ПОПР , КСР – трудоемкости предварительных,

предполетных, послеполетных ТО и ТО при кратковременной стоянке. Количество видов оперативного ТО зависит от интенсивности ис-

пользования БВС и определяется количеством летных дней

ПДП

МБСЛД NТ

RN = , (8)

где ПT – среднее время одного полета при выполнении БВС полетного задания или авиационной работы (в часах); ПДN – количество полетов, выполняемых за один летный день.

Периодическое ТО БВС включает в себя выполнение регламент-ных работ через определенное количество часов налета. Если принять для БВС (до появления иных руководящих документов) такие же формы периодического ТО, как и для большинства воздушных судов граждан-ской авиации Украины, то значение ПОР можно представить в виде

332211 ФФФФФФПО РNРNРNР ++= , (9)

где 1ФN – количество ТО по форме № 1 (через 50 часов налета БВС) за период МБСR ; 2ФN – количество ТО по форме № 2 (через 200 часов

30

налета БВС) за период МБСR ; 3ФN – количество ТО по форме № 3 (че-рез 1000 часов налета БВС) за период МБСR ; 1ФP , 2ФP , 3ФP – трудоем-кости ТО по формам № 1, № 2, № 3.

Количество периодических видов ТО зависит от межремонтного ресурса БВС МБСR .

Коэффициент трудоемкости замены двигателей ЗДР зависит от межремонтного ресурса двигателей, установленных на БВС. Этот ре-сурс, как правило, намного ниже, чем ресурс самого БВС, и за цикл МБСR происходит несколько замен двигателей. Это в большинстве слу-

чаев характерно для малоразмерных БВС с несертифицированными двигателями, имеющими низкую надежность и малый ресурс.

Значение ЗДР можно определить по формуле

1ЗДЗДЗД РKР = , (10)

где ЗДK – коэффициент трудоемкости замены двигателей; 1ЗДР – тру-доемкость замены одного двигателя (в человеко-часах).

Коэффициент трудоемкости замены двигателей

( ) ДДЗДД

МБСЗД N

КRRK−

=1

, (11)

где ДR – межремонтный ресурс двигателя (в часах наработки); ДЗДK – коэффициент досрочной замены двигателей, определяемый как отно-шение досрочно (до истечения ресурса) снятых двигателей к общему количеству заменяемых двигателей; ДN – количество двигателей на конкретном типе БВС.

Коэффициент трудоемкости устранения неисправностей и прове-дения доработок

∑∑==ω+ω=

n

iiДСiД

n

iiНСiнНД PPР

11, (12)

где n – количество основных систем и агрегатов БВС; iнω – параметр

потока неисправностей конкретной системы или агрегата БВС; iНСP – трудоемкость устранения неисправности конкретной системы или агре-гата БВС (в человеко-часах); iДω – параметр потока доработок систе-

мы или агрегата БВС по техническим бюллетеням; iДСP – трудоемкость

31

доработки системы или агрегата (в человеко-часах). Значения iнω зависят от характеристик надежности элементов,

изделий и узлов в системе или агрегате. Если основные критерии оценивают ЭТ в целом, то частные крите-

рии и показатели позволяют проводить оценку одного из свойств ЭТ. Критерии и показатели такой оценки рассмотрим ниже.

Ремонтопригодность БВС означает приспособленность конкретно-го типа БВС к восстановлению исправности и поддержанию ресурса пу-тем предупреждения, обнаружения и устранения неисправностей и отка-зов. Ее можно характеризовать следующими коэффициентами:

блочности

АС

АКРБ N

NК = ; (13)

заменяемости деталей

Д

ЗДРЗ N

NК = ; (14)

восстанавливаемых деталей

Д

ВДРЗ N

NК = , (15)

где АСN – общее количество узлов и агрегатов в конструкции БВС;

АКN – количество узлов и агрегатов, автономно и конструктивно закон-ченных; ДN – общее количество деталей (кроме крепежных и стандарт-ных покупных) в конструкции БВС; ЗДN – количество новых заменяемых деталей при ремонте БВС; ВДN – количество восстанавливаемых при ремонте деталей.

Доступность – свойство конструкции БВС, обеспечивающее воз-можность подхода к узлам, агрегатам и системам для выполнения про-цедур ТО и удобство работы персонала инструментом в условиях экс-плуатации. Это свойство определяется коэффициентом доступности

ПЗАС

АСД РР

РK+

= , (16)

где АСР – трудоемкость ТО агрегата или системы (в человеко-часах);

32

ПЗР – трудоемкость подготовительно-заключительных операций, не связанных с непосредственным выполнением работ, предусмотренных регламентом ТО (в человеко-часах).

Коэффициент доступности ДK можно рассчитать как для отдель-ного агрегата или системы, так и для БВС в целом.

Легкосъемность – свойство конструкции узла или агрегата конст-рукции БВС, обеспечивающее его монтаж и демонтаж. Критерием легко-съемности является коэффициент легкосъемности

ЭДЭС

ЭСЛС NN

NK+

= , (17)

где ЭСN – количество элементарных движений (простейших движений в процессе работы) при основной работе демонтажа агрегата в условиях реального доступа; ЭДN – количество элементарных движений при до-полнительных работах, обеспечивающих доступ к агрегату ( ЭСN явля-ется показателем легкосъемности, а ЭДN – показателем доступности).

Эксплуатационная взаимозаменяемость означает, что при замене на БВС любой детали (агрегата) будут сохраняться летные характери-стики, полученные на опытном образце БВС. Критерием этого свойства ЭТ является коэффициент эксплуатационной взаимозаменяемости

ДОПОДСБРДР

СБРДРЭВ ТТТТТ

ТТТK

++++++

= , (18)

где РТ – время, затрачиваемое на разборку стыка или отсоединения снимаемого агрегата; РДТ – время на снятие механической обработкой с элемента стыка ремонтных допусков; CБТ – время, затрачиваемое на установку агрегата в сборочное положение и выполнение соединитель-ных и регулировочных операций; ПОДТ – время, затрачиваемое на все виды операций, связанных с подгонкой стыковых поверхностей узлов агрегатов и элементов систем; ДОТ – время на выполнение дополни-тельных операций по разборке и сборке стыковых узлов или элементов систем.

Преемственность наземного оборудования для ТО означает воз-можность использования уже существующих технических средств и на-земного оборудования для ТО внедряемого в эксплуатацию нового типа БВС. Критерием этого свойства является коэффициент преемственно-сти наземного оборудования

33

НОИО

ИОПР СС

СK+

= , (19)

где ИОС – стоимость имеющегося оборудования; НОС – стоимость вновь разрабатываемых типов средств наземного оборудования для но-вого типа БВС.

Приспособленность к автоматизированному контролю систем и аг-регатов БВС можно определить по коэффициенту автоматизации кон-троля

КПАК

АКАК NN

NK+

= , (20)

где АКN – количество параметров, контролируемых средствами авто-матизированного контроля; КПN – общее количество параметров, под-лежащих контролю при ТО.

Для успешной конкуренции БВС необходимо, чтобы показатели их ЭТ были не хуже, чем у пилотируемых воздушных судов.

В связи с этим отметим, что коэффициент готовности ГK совре-менных гражданских пилотируемых воздушных судов при годовом цикле эксплуатации в среднем имеет значения 9080 ,..., . Однако бывают и ис-ключения. Так, Великобритания использовала для воздушного наблюде-ния в Ираке два самолета DA-42M. За восемь месяцев 2010 г. их сум-марный налет составил 2000 часов, что в среднем на один самолет в месяц составил 125 часов. При этом значение коэффициента готовности ГK составило 990, [4].

При разработке перспективного типа БВС для невоенного исполь-зования важным параметром является планируемый годовой налет, значение которого должно задаваться в техническом задании. Планиро-вать годовой налет для перспективного БВС можно, в частности, на ос-новании достигнутых на настоящее время величин налета БВС Соеди-ненных Штатов Америки. Так, в марте 2007 г. одно из БВС RQ-4 имело налет 360 часов. За весь 2007 г. группа из трех БВС RQ-4 имела налет 8000 часов, что в среднем на одно БВС составило около 2660 часов. В 2009 г. суммарный налет парка из 27 БВС MQ-9 составил 25000 часов, что в среднем на одно БВС составило 925 часов. В том же году суммар-ный налет парка из 118 БВС MQ-1 составил 187000 часов, что в среднем на одно БВС составило 1584 часа [6].

Таким образом, наиболее совершенные современные типы БВС способны обеспечить годовой налет около 2000 часов, что сопоставимо с потребным для гражданской авиации годовым налетом.

34

Для перспективного БВС украинской разработки, предназначенно-го, среди прочего, и для отработки вопросов ЭТ, можно планировать го-довой налет в 1000 часов, что в среднем за месяц составит 83 часа, а в среднем за сутки – около 3 часов. Если брать в расчет только 250 рабо-чих дней, то требуется суточный налет в 4 часа, что является вполне достижимым значением. Межремонтный ресурс БВС должен быть не менее трех лет интенсивной эксплуатации, т.е. не менее 3000 часов.

В качестве своеобразной апробации результатов представленного исследования рассмотрим имеющиеся сведения об эксплуатации экспе-риментальных БВС СЛМТ-10С Научно-исследовательского института проблем физического моделирования режимов полета самолетов На-ционального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского "ХАИ".

Предварительно отметим, что БВС СЛМТ-10С представляет собой планирующий беспилотный аппарат, и сравнивать его с беспилотными самолетами не совсем корректно. Кроме того, специфика эксплуатации экспериментальных БВС, связанных с выполнением конкретной научной программы, также не позволяет использовать статистические данные для расчета ЭТ БВС, предназначенных для гражданской эксплуатации. Однако некоторые частные критерии ЭТ можно рассчитать на основании конструктивных особенностей БВС СЛМТ-10С.

Так, кили вертикального оперения БВС СЛМТ-10С изготовлены с учетом требований эксплуатационной взаимозаменяемости, а их замена была достаточно частой процедурой при ТО. Конкретное время выпол-нения процедур зависело от квалификации исполнителя, но если брать время в условных единицах, то в формуле (18) 1=РТ , 0=РДТ ,

51,ТCБ = , 50,ТПОД = и 3=ДОТ . Расчетное значение 410,KЭВ = . Анализ показывает большое значение ДОТ , что объясняется необходи-мостью снятия и установки вновь люка с большим количеством крепеж-ных элементов.

Если для этого агрегата рассчитать коэффициент легкосъемности, то исходными данными будут 11=ЭСN , 28=ЭДN , а расчетное значе-ние 280,KЛС = .

Для снятия рулевой машинки привода руля направления требова-лось 5=ЭСN , 28=ЭДN (для снятия того же лючка, что и при замене киля). Расчетное значение 150,KЛС = .

Готовность БВС СЛМТ-10С можно оценить за месячный период эксплуатации, когда проводятся только оперативные виды ТО и текущий ремонт по устранению неисправностей. В среднем для подготовки одно-го летного дня требовалось два рабочих дня ТО. При условии, что

30=∑t , 18=ТОt и 12=Гt , расчетные значения коэффициентов го-

35

товности 40,KГ = и простоя 60,KП = . Полученные результаты для БВС СЛМТ-10С не в лучшую сторону

отличаются от существующих данных для современных гражданских пи-лотируемых воздушных судов, однако отражают современное состояние ЭТ для экспериментальных БВС и могут быть использованы как базовые при создании и эксплуатации аналогичных БВС.

Выводы

1. Показатели ЭТ являются объективными критериями оценки

уровня ЭТ и совершенства конструкции БВС. 2. Для оценки ЭТ БВС можно использовать количественные пока-

затели ЭТ, предложенные в данной работе. 3. При разработке перспективных БВС невоенного назначения тре-

буется обеспечивать высокий уровень ЭТ, для чего следует проводить оценку ЭТ, направленную на выявление причин, снижающих ЭТ, и раз-работку мероприятий по их устранению.


1. Попов, В.А. Беспилотники: Конверсия по-американски [Текст] /

В.А. Попов, Д.В Федутинов // Вестник авиации и космонавтики. Аэрокос-мический журнал. – Вып. 1. – М., 2007. – С. 39 - 41.

2. Малов, Ю.И. Беспилотная авиация: от экспериментов к бизнесу [Текст] / Ю.И. Малов //Военный парад. – Вып. 4. – М.: Военный парад, 2009. – С. 10 - 11.

3. Литвинов, А. Безпілотники та єдина система повітряного спосте-реження для України [Текст] / А. Литвинов // Камуфляж. – Вип. 3. – К.: Прес-КІТ, 2011. – С. 7 - 9.

4. Анцелиович, Л.Л. Надежность, безопасность и живучесть само-лета [Текст] / Л.Л. Анцелиович. – М.: Машиностроение, 1985. – 296 с.

5. Пугачев, А.И. Техническая эксплуатация летательных аппаратов [Текст] / А.И. Пугачев. – М.: Транспорт, 1969. – 480 с.

6. Чекунов, Е. Применение БЛА ВС США в военных конфликтах [Текст] / Е. Чекунов // Зарубежное военное обозрение. – Вып. 7. – М.: Красная Звезда, 2010. – С. 41 - 50.

Поступила в редакцию 20.01.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. А.И. Рыженко, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков

36

УДК 629.735 А.В. Андреев ТЕХНОЛОГИЯ ПОЛУЧЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

С ПРИМЕНЕНИЕМ ПЛЕТЕНОЙ АРМАТУРЫ

Снижение массы конструкций авиакосмической техники является комплексной проблемой первостепенной важности, одним из путей ре-шения которой является применение новых полимерных композицион-ных материалов (ПКМ) в конструкциях агрегатов. Все более широкое применение ПКМ в агрегатах АКТ требует не только разработки новых материалов и технологий, но и сокращения трудоемкости производства агрегатов, автоматизации и роботизации технологических процессов, так как ручная выкладка занимает более 40% от общей трудоемкости изго-товления композитных конструкций.

В настоящее время изготовление сложнопрофильных и интеграль-ных конструкций из классических типов материалов все более затрудня-ется по причине сложности их раскроя и необходимости ручной выклад-ки в зонах сложных переходов и усилений. Эта тенденция подталкивает использовать нетрадиционные методы и подходы к изготовлению эле-ментов конструкций из композитов. Одним из вариантов является ис-пользование плетеных заготовок (преформ), которые изготавливают на ткацких и оплеточных машинах (см. рис. 1). Плетеная арматура облада-ет высокой подвижностью нитей, которые могут укладываться на криво-линейные поверхности без складок, формируя, таким образом, сложные поверхности.

Рисунок 1 – Получение плетеной арматуры на оправке По результатам анализа иностранной литературы [1] считается,

что технологический процесс плетения может оказаться весьма пер-спективным при изготовлении преформ с возможностью получения за-данного профиля. В ходе своего развития эта технология стала обре-

37

тать многие преимущества, такие, как сокращение цикла изготовления профильных деталей, снижение производственных расходов за счет ме-ханизации процесса и уменьшения доли ручного труда, возможность применения в серийном производстве. Однако вопросы изготовления конструкций с применением плетеной арматуры и технология ее исполь-зования являются нерешенными в полной мере в условиях отечествен-ного производства.

Очевидно, что наиболее перспективной областью применения это-го типа армирующего материала будут интегральные профильные и трубчатые монолитные конструкции по причине того, что за один техно-логический цикл формования можно получать готовые детали без при-менения дополнительных приспособлений для намотки или выкладки этого материала. Например, применение плетеных преформ в много-слойных трубчатых конструкциях более чем оправдано, т.к. отсутствует необходимость в операции намотки, что позволяет значительно сокра-тить трудоемкость производства.

Известно, что технология применения шнуровой арматуры или плетеных преформ отличается от классических методов и для реализа-ции ее максимальной эффективности необходимо использование безав-токлавных методов формования, таких, как RTM, RFI методы или способ вакуумной инфузии. Суть первого метода (RTM) заключается в инжекции смолы под давлением в закрытую форму, в которой находится сухая за-готовка. Во втором случае (RFI) вместо жидкой смолы используется пленочное связующее, которое под действием температуры расплавля-ется и пропитывает сухой наполнитель в процессе формования. Данные методы получили широкое распространение благодаря ряду особенно-стей и преимуществ:

- получение стабильных размеров изделий; - получение деталей с высокими физико-механическими характе-

ристиками; - отсутствие контакта рабочего персонала с вредными парами свя-

зующих и др. Основываясь на вышесказанном, было принято решение об изго-

товлении образцов элементов конструкций и опробования плетеной ар-матуры на реальных конструкциях в условиях существующего производ-ства.

На первом этапе были изготовлены элементы шпангоута швеллер-ного сечения методом вакуумной инфузии и внутренний набор клино-видного трубчатого заполнителя крышки сопла мотогондолы с примене-нием пленочного связующего по технологии RFI. Полученные натурные образцы показаны на рис. 2.

38

а

б

Рисунок 2 – Натурные образцы конструкций:

а – элемент шпангоута, полученного методом вакуумной инфузии; б – клиновидный трубчатый заполнитель для крышки сопла

мотогондолы Визуальный и физико-химический контроль показал, что армирую-

щий материал в конструкции шпангоута и клиновидного трубчатого за-полнителя крышки сопла был пропитан удовлетворительно - содержа-ние связующего в пластике - более 30%. Наблюдались равномерная мо-нолитность и пропрессовка ПКМ. Для получения более высоких характе-ристик содержания связующего необходимо уменьшать вязкость смолы при пропитке плетеной арматуры методом вакуумной инфузии, т.к. вы-сокая вязкость смолы не позволяет ей быстро проникать в плотную структуру армирующего наполнителя и равномерно распределяться по

39

всему пакету. Однако следует учитывать, что для каждой марки плете-ной арматуры необходимо подбирать свою концентрацию (от этого за-висит процент содержания растворителя) и вязкость связующего для получения качественной пропитки армирующего материала. В случае пропитки RFI методом необходимо учитывать плотность пленочного связующего и армирующего материала, укладывая слои пленки так, чтобы получить содержание связующего в пластике около 40%. В нашем случае плотность пленочного связующего составляла 120 г/м2, а плот-ность плетеной арматуры на основе стеклянных волокон марки 144/41 составляла 185 г/м.п.

В итоге можно сказать, что комбинация двух передовых технологи-ческих процессов – плетения заготовок и процессов безавтоклавного формования, дает неплохой результат. Появилась новая возможность создавать профильные конструкции из композитов для объектов АКТ, однако для этого необходимо провести ряд опытно-конструкторских и экспериментальных работ, направленных на отработку этой технологии, определения степени управляемости (контроля) технологического про-цесса на всех этапах производства. Ведь в настоящее время отечест-венному авиастроению предстоит решать многие задачи, направленные на освоение и внедрение новых технологических процессов, таких, как RTM, инфузионная пропитка под вакуумом, модернизация производства для достижения уровня ведущих компаний в части создания интеграль-ных и силовых конструкций из композиционных материалов. Одним из таких процессов является изготовление композитных конструкций с применением плетеной арматуры в сочетании с безавтоклавными мето-дами формования.


1. Resin Infusion With Braided Preform Concept for Aircraft Fuselage

Frames. – SEICO 11 Paris – 32th International Conference, - Dr. Le Huong Nguyen, Dr. Konstantin Horejsi, Dr. Kristian Bartz, Dr. Johannes Noisternig, FACC AG 4910 Reid, Austrua.

Поступила в редакцию 01.02.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. Я.С. Карпов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

40

УДК 629.735.33 (07) Д.В. Тиняков

МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ПОТЕРЬ НА БАЛАНСИРОВКУ САМОЛЕТА С УЧЕТОМ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ

НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

Введение

Обеспечение требуемой балансировки самолета является одним из обязательных условий компоновки его несущих поверхностей. Реали-зуется это требование с помощью системы "крыло + хвостовое опере-ние".

Агрегаты хвостового оперения – стабилизатор (ГО) и киль (ВО) обеспечивают балансировку самолета на основе выражения [1]

во

крво

го

сахговогоохв L

lВ

LbАSSS +=+=. (1)

вокруг осей oz и oy с учетом всех сил, действующих на самолет в дан-ном режиме полета (рис. 1).

В выражении (1) гоS , воS – относительные величины площадей ГО и ВО; гоА , воВ – статические моменты площадей ГО и ВО.

Рисунок 1 – Схема сил и плеч, обеспечивающих продольную статическую устойчи-вость самолета

Для отыскания достаточных значений гоА в настоящее время ис-пользуют метод «граничных линий» [2], позволяющий обеспечить мини-мально допустимую степень продольной статической устойчивости по перегрузке (при предельно задней центровке пзтx ).

41

Рисунок 2 − Граничные линии и область выбора параметров гоА и тx :

1 – минимально допустимая степень продольной статической устойчивости; 2 – балансировка самолета на больших углах атаки крыла

По данным работ [2, 3] требование минимально допустимой степе-

ни продольной статической устойчивости по перегрузке yCzm min при зад-

ней центровке пзтx записывается в следующих параметрах:

yCz

y

гогогопзтгоFб m1С

Аkxx min)( <ε−α

+− αα . (2)

Из этого неравенства получают условие для выбора коэффициента статического момента горизонтального оперения

гого

yпзтгоFбCz

го kС

1

xxmА

y

αε−

+−>

α

αmin

, (3)

где гоFбx – относительное расстояние от фокуса самолета до носка САХ (без ГО); пзтx – относительное предельно заднее расстояние от

ц.м. до носка САХ; αε – изменение угла скоса потока при единичном из-менении угла атаки крыла; α

yС – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки крыла; гоk – коэффициент торможения потока в об-ласти ГО; гоα – производная коэффициента подъемной силы ГО по углу атаки ГО.

Построенные по выражению (1) в координатах гот Аx − граничные линии образуют так называемый «крест» (рис. 2), обозначающий об-

42

ласть выбора значений гоА в зависимости от диапазона разбега цен-тровок пптпзт xx − .

Как видно из рис. 2, с увеличением разбега центровок потребные значения гоА увеличиваются. Наименьшее потребное значение minгоА , определяемое точкой пересечения двух граничных линий, обеспечивает удовлетворение обоих условий при единственном положении центра масс без разбега центровок.

Из обстоятельного анализа, показаного на рис. 2, следует также, что в существующих моделях проектирования не отслеживается влия-ние формы крыла и его геометрических параметров на характеристику

гоА ( Cyzm ), что не подтверждается практикой создания самолетов.

Цель и задачи исследования В данной работе ставится задача учета влияния формы крыла по

виду в плане и его геометрических параметров (сужения η, координат изломов по размаху крыла нz и площадей "наплывов" по передней и задней кромкам нS ), на степень продольной статической устойчивости

Cyzm и потерю аэродинамического качества maxK , связанную с обеспе-

чением балансировки самолета. Решение поставленной задачи

В работе [4] предложен метод интегрированного формирования геометрии системы несущих поверхностей "крыло + оперение" по част-ным критериям эффективности, одним из которых является коэффици-ент формы крыла по виду в плане

Кфм (η, ηi, нS , нz ). (4) Как вытекает из этого метода [4], коэффициент формы крыла Кфм и

статический момент горизонтального оперения гоА связаны друг с дру-гом соотношением

вофм

эфгового LК

LBA

λ= , (5)

где эфλ – эффективное удлинение крыла. Сопоставляя выражения (3) и (5), следует иметь в виду, что вели-

чина Кфм в существенной мере зависит от геометрической формы крыла и ее параметров. Изменения этой величины для одной из форм (трапе-циевидного крыла, полуразмах которого по виду в плане образован дву-мя трапециями с одной координатой излома нz с наплывами нS ) пока-заны на рис. 3.

43

Рисунок 3 − Зависимость Кфм от геометрических параметров крыла η, нz и нS

Как видим, диапазон изменений Кфм достигает 20% его номиналь-ного значения. А это означает, что критерий Кфм оказывает существен-ное влияние на величину гоА (5). Такая зависимость гоА от параметров

крыла Кфм (η, нS , нz ) позволяет скорректировать допустимую степень статической устойчивости по перегрузке с учетом совокупности геомет-рических параметров системы «крыло + горизонтальное оперение»

пзтгоFбyвофм

гоговогоэфCz xx

СLK

1kВLm y −+

ε−χλ< α

α )(min . (6)

С введением в условие статической балансировки частных крите-риев эффективности несущих поверхностей появилась возможность оценить влияние наиболее важных геометрических параметров крыла

на величину yCzm min .

Аналогично может быть учтено влияние Кфм и на вторую гранич-ную линию (поз. 2, рис. 2) диапазона центровок тxΔ при увеличении α

yС . При рассмотрении совместной эффективности системы несущих

поверхностей (крыло + оперение) неизбежно возникает вопрос о мини-мизации потерь на балансировку самолета. Эти потери возникают, как только на горизонтальном оперении возникает подъемная сила.

44

В работе [3] показано, что минимальное значение величины балxC

2y2

эфхбалx С1СCо πλ

ω++= , (7)

где

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

λ

λ+−σ+−σ=ω εε )()(

гоэгого

кргобгоб Sk

К211К2 , (8)

или [ ]

[ ]⎪⎩

⎪⎨⎧

⎪⎭

⎪⎬⎫

⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

λ

λ+−×ε−++−×

×ε−+=ω

εαα

ε

αα

))(/)(

)(/

гогого

кргогоyгого

Cz

гогоyгогоCz

SkК21S1СkLm1К2

S1СkLm

y

y

при ω″ = 0;

ω = 0 при

⎪⎪⎩

⎪⎪⎨

⎧

λ

λ+−

−−=σ

=σ

ε

ε

гогого

кргоб

гоб

SkК21

1К20

)(. (9)

Рисунок 4 − Схема влияния частных критериев эффективности несущих поверхно-

стей на балансировочную поляру самолета: 1 – самолет без ГО; 2 – самолет с ГО при 0mCy

z = ; 3 – балансировочная поляра, по-строенная с учетом частных критериев эффективности крыла и ГО;

4 – балансировочная поляра самолета с исходными параметрами крыла и горизон-тального оперения

В формуле (8)

ααα ε−+==σ yгогоyгогоСzго

Сzгоб СS1СkLmLm yy

гоб/)(// , (10)

45

где гоL определяется соотношением (5)

эфво

вогофмго B

LAКLλ

= . (11)

Учитывая приведенные зависимости, по выражению (7) можно по-строить балансировочные поляры для самолета с исходной системой несущих поверхностей, а также с крылом и горизонтальным оперением, сформированным с учетом частных критериев их эффективности, т.е. с уменьшенной величиной ΔСхi (рис. 4).

Как следует из приведенного рисунка, балансировка самолета при-водит к увеличению отвала поляры, т.е. к снижению аэродинамического качества. При этом величина потерь на балансировку определяется не только мерой продольной статической устойчивости Cy

zm , но и частным критерием аэродинамической эффективности Кфм (рис. 5).

Рисунок 5 − Влияние частного критерия эффективности несущих поверхностей Кфм на изменение величины максимального аэродинамического качества при обеспече-

нии балансировки самолета: 1 – Кфм=1,081; 2 – Кфм = 1,093; 3 – Кфм=1,137 при гоS =0,15; гоL =1,0

Суть явления заключается в том, что предложенный метод [4] вы-бора геометрических параметров совокупности несущих поверхностей на основе частных критериев их эффективности приводит к существен-ному уменьшению индуктивного сопротивления рассматриваемой сис-темы несущих поверхностей, а значит, и к уменьшению потерь на ба-лансировку самолета (рис. 5).

Наиболее характерной величиной для самолетов транспортной ка-тегории является значение 150mCy

z ,−= . Как следует из данных, пока-занных на рис. 5, потери аэродинамического качества на балансировку самолета снижаются на 7…9 %, при использовании крыльев с коэффи-циентом формы Кфм = 1,081.

46

Выводы Частный критерий Кфм – коэффициент формы трапециевидного

крыла оказывает существенное влияние на условия статической балан-сировки самолета. С учетом этого обстоятельства известное неравенст-во допустимой степени статической устойчивости по перегрузке системы "крыло + горизонтальное оперение" преобразовано к виду

тпзгбгоувофм

гоговогоэфCz хх

СLК1kBL

m y −+ε−χλ

< α

α )(min ,

в которое вошли такие геометрические параметры крыла и оперения, как эфλ , η, Кфм, Lго, Lво, Вво, что следует учесть на этапе предвари-тельного проектирования самолета.

Предложенная методика оценки влияния геометрических парамет-

ров системы "крыло + оперение" на величину yCzm min позволила количе-

ственно минимизировать их влияние на величину неизбежных потерь на балансировку. Показано, что выбор геометрических параметров систе-мы несущих поверхностей при нормируемом запасе статической устой-чивости позволяет снизить потери аэродинамического качества на ба-лансировку самолета на 7…9%, а значит, увеличить дальность полета и снизить километровый расход топлива.


1. Кюхеман, Д. Аэродинамическое проектирование самолетов [Текст]/ Д.Кюхеман. – М.: Машиностроение, 1983. – 367 с.

2. Егер, С.М. Проектирование самолетов [Текст]/ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с.

3. Остославский, И.В. Динамика полета. Устойчивость и управляе-мость летательных аппаратов [Текст] / И.В. Остославский, И.В. Стражева. – М.: Машиностроение, 1965. – 387 с.

4. Рябков, В.И. Метод формирования геометрических параметров несущих поверхностей самолетов транспортной категории на основе ча-стных критериев и интегральных показателей их эффективности [Текст] / В.И. Рябков, Д.В. Тиняков // Открытые информационные и компьютер-ные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". – Вып. 52 – Х., 2011.

Поступила в редакцию 10.01.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.В. Тюрев, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

47

УДК 629.735.33 А.С. Третьяков, канд. техн. наук, А.А. Черных, канд. техн. наук

ЦИКЛИЧЕСКИЕ ДЕФОРМАЦИОННЫЕ И УСТАЛОСТНЫЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ СПЛАВА Д16АТ ПРИ ПРОГРАММНОМ НАГРУЖЕНИИ.

СООБЩЕНИЕ 2. АМПЛИТУДА ОСТАТОЧНОЙ ДЕФОРМАЦИИ

Характерной особенностью спектров нагружения авиационных кон-струкций является наличие огибающего цикла нагружения, который су-щественно (более чем в 2 раза) превосходит остальные циклы по ам-плитуде и встречается один раз за типовой полет. В качестве законов распределения повторяемости нагрузок для тяжелых пассажирских и транспортных самолетов применяются экспоненциальный закон [1, 2] и закон Рэлея [3]. Однако гипотеза линейного суммирования повреждений, широко использующаяся в авиационной отрасли в настоящее время, дает существенную систематическую ошибку не в запас долговечности именно для таких спектров нагрузок [4, 5]. Поэтому чрезвычайно акту-альным является применение энергетической гипотезы суммирования усталостных повреждений. Использование такого физически ясного кри-терия разрушения реализовано в рамках метода расчета долговечности по локальному напряженно-деформированному состоянию. Для расчета долговечности по этому методу необходимо знать параметры локально-го цикла деформирования материала в концентраторе напряжений. Их определение проводится на основе деформационных и усталостных ха-рактеристик материала, полученных в однородном поле напряжений при испытаниях гладких образцов при регулярном и нерегулярном про-граммном нагружениях.

В данной работе приведены результаты экспериментальных ис-следований усталостной долговечности алюминиевого сплава Д16АТ при мягком программном асимметричном нагружении. Под мягким на-гружением подразумевают нагружение с контролируемой амплитудой напряжений. Эти испытания, а также испытания при симметричном про-граммном нагружении, изложенные в работе [6], выполнены с целью по-лучения циклических деформационных и усталостных характеристик данного материала при нерегулярном программном нагружении. Прове-дено сопоставление накопленного повреждения, рассчитанного по гипо-тезе линейного суммирования и согласно энергетическому критерию ус-талостного разрушения. Предложено объяснение систематическому расчету не в запас долговечности по гипотезе линейного суммирования на высоких уровнях нагрузок. Сформирована модель расчета амплитуд остаточных деформаций при программном нагружении без учета цикли-ческого упрочнения с наработкой (кинетики остаточной деформации).

48

Экспериментальное оборудование. Исследования выполнены с использованием испытательного комплекса на базе машины УММ [7]. Все усталостные испытания проведены при частоте нагружения 12,5 Гц в ус-ловиях нормальной температуры (20°C).

Измерение деформации проведено в однородном поле напряже-ний (в рабочей части гладких образцов) с помощью тензометров арочно-го типа, в которых применены фольговые тензодатчики КФ-5П, соеди-ненные по мостовой схеме.

Эксперименты выполнены на стандартных гладких образцах [6]. Материал образцов – лист Д16АТ толщиной 6 мм. Образцы испытаны при нагрузках, соответствующих долговечности 6 – 60 блоков нагруже-ния, что соответствует 5·104 – 5·105 циклов до разрушения.

Распределение амплитуд напряжений в блоке – экспоненциальное. Параметры распределения аналогичны приведенным в [6]. Общее число циклов на всех ступенях в одном блоке нагружения – 6000. Блок состоит из 10 ступеней. Испытания проведены при средних напряжениях, равных 80, 145 и 195 МПа. Также проведены фрагментарные испытания при сжимаю-щих средних напряжениях, равных минус 80 МПа.

Необходимо отметить, что одной из особенностей конструкции элек-тромеханических усталостных машин является сравнительно медленное из-менение амплитуды нагрузки, которое не позволяет выполнить переход от одной ступени к другой в течение одного цикла нагружения. В связи с этим между ступенями присутствуют переходные участки с изменяющейся в тече-ние 50 – 1000 циклов амплитудой нагружения. Измерения деформаций на таких переходных участках не проводились.

Определение средних амплитуд остаточных деформаций на ступенях. Амплитуда остаточной деформации соответствует амплитуде деформаций при средних напряжениях.

В результате проведенных экспериментов получены зависимости амплитуд остаточной деформации, измеренных на каждой ступени бло-ков нагружения, от наработки n/N. Пример зависимости остаточной де-формации от наработки приведен на рисунке 1.

0.00E+00

2.00E-05

4.00E-05

6.00E-05

8.00E-05

1.00E-04

1.20E-04

1.40E-04

0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0

arε

Nn

Рисунок 1 – Зависимость амплитуды остаточной деформации от наработки при программном нагружении, maxaσ = 300 МПа

49

Изменение остаточной деформации с наработкой (кинетика) в пре-делах одной ступени незначительно вследствие ее относительно не-большой длительности. Различие текущих значений амплитуд остаточ-ных деформаций на ступени объясняется экспериментальными разбро-сами. Поэтому значения амплитуды остаточной деформации на каждой ступени усреднены:

( )dnnn

iначi

начi

nn

nar

iiar ∫

+

ε⋅=ε 1,

где ni нач – число отработанных циклов к началу текущей ступени; ni – число циклов наработки на ступени.

Примеры типовых зависимостей амплитуд остаточных деформаций

iarε от амплитуд напряжений iaσ , изменяющихся от блока к блоку на-

гружения, показаны на рисунке 2. Различными маркерами показаны зна-чения остаточных деформаций, соответствующих разным блокам нагру-жения. Цифрой обозначен номер блока.

1.9

2.0

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5.0 -4.6 -4.2 -3.8 -3.4 -3.0

№1№2№3№4№5№6

Блоки ( )iaσlg

( )iarεlg

а

1.9

2.0

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

№1№2№3№4№5№6№7

Блоки ( )iaσlg

( )iarεlg

б Рисунок 2 – Зависимости значений амплитуд остаточных дефор-

маций от амплитуд напряжений: а – закон распределения Рэлея; maxaσ =300 МПа; mσ =0 МПа;

б – экспоненциальный закон; maxaσ =240 МПа; mσ =145 МПа

По совокупности испытаний установлено, что зависимости амплитуд остаточных деформаций от напряжений имеют перелом на уровне 230…260 МПа, который значителен на нескольких первых блоках нагруже-ния, а затем постепенно сглаживается. Перелом по уровню напряжений близок к перелому основной диаграммы деформирования при регулярном нагружении, равному apσ = 240 МПа [8].

Зависимость значений амплитуды остаточной деформаций от ам-плитуд напряжений в логарифмических координатах может быть без су-щественной погрешности описана двумя линейными функциями: выше и ниже перелома диаграммы.

50

Соотношение между амплитудами остаточных деформаций при переходах со ступени на ступень в блоке нагружения имеет вид, анало-гичный уравнению, предложенному в работе [9]:

c

maxa

iamaxariar

1

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε=ε , (1)

где maxarε – амплитуда остаточных деформаций на максимальной сту-

пени текущего блока при амплитуде напряжений maxaσ ; с – параметр материала. При аппроксимации использованы два значения параметра c : ни-

же и выше перелома ( 1c и 2c соответственно):

⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪

⎨

⎧

σ<σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

σ

σ⋅ε

σ≥σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε

=ε

,при

;при

paiac

ap

iaПpar

paiac

maxa

iamaxar

iar

1

2

1

1

(2)

где 2

1c

maxa

pamaxar

Пpar ⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε=ε ;

paσ – амплитуда напряжений, соответствующих точке перелома диаграммы деформирования. Принято, что напряжения точки перелома соответствуют таковым при регулярном нагружении.

Определение значений параметров 1c , 2c . Значения парамет-ров 1c , 2c вычислены для каждого блока нагрузок во всех эксперимен-тах как тангенсы углов наклона аппроксимирующих прямых выше и ниже точки перелома. Параметры 1c и 2c определены для каждого из экспе-риментов, проведенных при асимметричном и симметричном нагруже-ниях. Получены зависимости 1c и 2c от числа блоков нагружения.

Установлено, что значения 1c и 2c близки для экспериментов с различными уровнями максимальных напряжений в блоке. Поэтому их значения усреднены для каждого номера блока по всем экспериментам с одинаковым законом распределения амплитуд напряжений. Получен-ная по результатам симметричного нагружения зависимость параметров

1c , 2c от блока к блоку показана на рисунке 3.

51

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0 10 20 30 40 50 60

Экспоненциальное распределениеРаспределение РэлеяНормальное распределениеРавномерное распределение

1c

блока№0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0 4 8 12 16 20

Экспоненциальное распределениеРаспределение РэлеяНормальное распределениеРавномерное распределение

блока№

2c

Рисунок 3 – Зависимость параметров с1, с2 от номера блока при симметричном нагружении с различными законами распределения

напряжений

Величины c для рассмотренных законов распределения амплитуд напряжений близки. Отличие параметров c для различных распределений не превышает разбросов от блока к блоку и от эксперимента к эксперимен-ту при одном распределении. Принято, что величина параметра c не зави-сит от закона распределения амплитуд напряжений.

В связи с этим испытания при асимметричном нагружении прове-дены только при одном законе распределения напряжений – экспонен-циальном. Средние напряжения mσ составили 80, 145 и 195 МПа. Прове-дены также фрагментарные испытания при сжимающих средних напряже-ниях, равных минус 80 МПа. Ограниченность уровней нагружения при сжи-мающих средних напряжениях вызвана тем, что при напряжениях, превы-шающих минус 320 МПа, образец теряет устойчивость. С другой стороны, при амплитуде напряжений меньше 210 МПа долговечность превышает 106

циклов и величины остаточных деформаций становятся меньше значений, стабильно измеряемых используемым испытательным комплексом.

Результаты испытаний при асимметричном нагружении обработа-ны аналогично описанной ранее методике.

Зависимости параметров 1c и 2c от номера блока, полученные в результате испытаний при ассиметричном нагружении, показаны на ри-сунке 4. Для сравнения приведены также значения 1c и 2c , полученные при симметричном нагружении, усредненные по всем законам распре-деления напряжений.

Установлено, что величины параметров c не зависят от средних напряжений. Различия величин c при разных средних напряжениях ле-жат в полосе разброса значений c от блока к блоку.

Разбросы величин c , наблюдаемые в экспериментах, могут быть объяснены весьма малыми значениями амплитуды остаточной дефор-мации и относительной ширины петли гистерезиса.

52

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0 10 20 30 40 50 60

σm=80 МПаσm=145 МПаσm=195 МПаσm=-80 МПаСимметрия

блока№

1c

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0 5 10 15 20 25

Симметрияσm=80 МПаσm=145 МПа

блока№

2c

Рисунок 4 – Зависимость параметров 1c , 2c от номера блока при асимметричном нагружении

Например, для программ нагружения, в которых maxaσ = 210 МПа,

величины могут быть менее 6106 −⋅=εar , 0050,=ϕ , где at

arεε

=ϕ , а

atε – амплитуда полной деформации. Такие параметры петли гистере-зиса являются предельными по точности измерения данного комплекса [7].

Зависимость параметров 1c , 2c , усредненных по всей совокупно-сти проведенных экспериментов при симметричном и асимметричном нагружениях, от номера блока показана на рисунке 5.

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

0 10 20 30 40 50 60

№ блока

С1 С2С

Рисунок 5 – Зависимость параметров с1, с2 от номера блока

Можно отметить, что в большинстве экспериментов наблюдается

незначительное уменьшение величины с1 на протяжении начальных 4 – 14 блоков. Затем значение с1 стабилизируется и практически не из-меняется до разрушения. Параметр с1 усреднен по всей совокупности экспериментов. В результате установлено, что с1 = 0,7.

Параметр с2, наоборот, существенно увеличивается на протяжении начальных 2 – 3 блоков с 0,3 до 0,6…0,7. После чего он также практиче-ски постоянен до разрушения образца. Среднее значение параметра с2

53

после стабилизации равно 0,65. Принято, что с2 на первом блоке нагру-зок равен тангенсу угла наклона основной диаграммы циклического де-формирования m2 = 0,25 [8], а затем с1 = с2 = 0,7.

Определение усредненных по всем блокам амплитуд остаточ-ных деформаций на ступенях. Проведено усреднение амплитуд оста-точных деформаций на каждой ступени по всем блокам нагружения до разрушения для каждого эксперимента. Зависимости усредненных ампли-туд остаточных деформаций *

arε от амплитуд максимальных напряжений, соответствующих максимальным ступеням, показаны на рисунке 6. На ри-сунке показано также их сравнение с аналогичной зависимостью при регу-лярном нагружении, взятой из работы [8].

1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=80 МПаЭкспоненциальное распределение, σm= 80 МПа

( )aσlg

( )*lg arε

Средние напряжения mσ =80 МПа

1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=145 МПаЭкспоненциальное распределение, σm=145 МПа

( )aσlg

( )*lg arε


1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=195 МПаЭкспоненциальное распределение, σm=195 МПа

( )aσlg

( )*lg arε


1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение,σm=-80 МПаЭкспоненциальное распределение, σm= -80 МПа

( )aσlg

( )*lg arε

Средние напряжения mσ = -80 МПа

Рисунок 6 – Средние амплитуды остаточной деформации на максимальной ступени при программном и регулярном нагружениях

Как видно из приведенных рисунков, величины средних остаточных

деформаций *arε , соответствующих амплитуде напряжений на макси-

мальной ступени нагружения в блоке, близки к значениям средних ам-плитуд остаточных деформаций, полученных при регулярном нагруже-нии с такой же амплитудой напряжений.

54

Зависимости средних амплитуд остаточных деформаций *arε на всех

ступенях от амплитуд соответствующих напряжений показаны на рисунке 7.

1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5.2 -5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=80 МПаσa max=300 МПаσa max=270 МПаσa max=240 МПа

( )aσlg

( )*lg arε


1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5.2 -5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=145 МПаσa max=270 МПаσa max=240 МПаσa max=210 МПаσa max=180 МПа

( )*lg arε

( )aσlg


1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5.2 -5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=195 МПаσa max=210 МПаσa max=180 МПаσa max=150 МПа

( )*lg arε

( )aσlg


1.8

1.9

2

2.1

2.2

2.3

2.4

2.5

2.6

-5.2 -5 -4.8 -4.6 -4.4 -4.2 -4 -3.8

Регулярное нагружение, σm=0 МПаРегулярное нагружение, σm=-80 МПаσa max= 240 МПаσa max= 210 МПа

( )*lg arε

( )aσlg

Средние напряжения mσ = -80 МПа

Рисунок 7 – Средние амплитуды остаточной деформации при программном и регулярном асимметричных нагружениях

Установлено, что при программном асимметричном нагружении

величины средней остаточной деформации *arε на следующих после

максимальной ступенях существенно больше, чем при регулярном на-гружении. Это согласуется с результатами, полученными при симмет-ричном нагружении.

Полученный результат может объяснить систематическую ошибку не в запас долговечности, возникающую при прогнозировании долговеч-ности на основе базовой кривой выносливости при регулярном нагруже-нии и гипотезы линейного суммирования повреждений.

Зависимости средних по всем блокам значений остаточных де-

формаций *iarε на i-х ступенях от амплитуд напряжений в логарифмиче-

ских координатах аппроксимированы двумя линейными функциями ана-логично аппроксимации по блокам:

55

⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪

⎨

⎧

σ<σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

σ

σ⋅ε

σ≥σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε

=ε

,при

;при

paiac

ap

ia*Пpar

paiac

maxa

ia*maxar

*iar

*

*

1

2

1

1

где *c

maxa

pa*maxar

*Пpar

2

1

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε=ε .

Величины *c1 , *c2 определены как тангенсы углов наклонов зави-

симостей амплитуд остаточных деформаций *iarε от амплитуд напряже-

ний iaσ выше и ниже их перелома.

Отличия значений *c1 , *c2 для трех законов распределений ампли-туд напряжений при симметричном нагружении, а также для ряда сред-них напряжений не превосходят разбросов от эксперимента к экспери-менту. Поэтому эти величины были усреднены по всем экспериментам:

- среднее значение параметра с выше перелома: 4502 ,c* = ;

- среднее значение параметра с ниже перелома: 701 ,c* = . На основе проведенных исследований сформирована модель из-

менения остаточной деформации при программном нагружении без уче-та кинетики амплитуды остаточной деформации с наработкой.

Модель расчета амплитуды остаточной деформации при про-граммном нагружении без учета кинетики остаточной деформации с наработкой. Кинетика амплитуды остаточной деформации в концентра-торе напряжений существенно ослаблена по сравнению с гладким мате-риалом. Это позволяет предложить приближенную модель определения амплитуды остаточной деформации при блочном нагружении, которая основывается на средних значениях остаточной деформации.

В работе [6] установлено, что значение остаточной деформации *arε ,

полученное усреднением arε по всем максимальным ступеням в блоках, меньше либо равно средней остаточной деформации на таком же уровне напряжений при регулярном нагружении. Этот вывод был сделан на основе испытаний гладких образцов сплава Д16АТ симметричным нагружением по трем законам распределения амплитуд напряжений. В рассматриваемой работе полученный вывод распространен и на асимметричное нагружение. Поэтому в запас долговечности можно принять, что средние значения ам-

56

плитуд остаточных деформаций на максимальной ступени равны таковым при регулярном нагружении.

Необходимо отметить, что такое допущение правомерно только для таких распределений нагрузок, в которых наработка на максимальной сту-пени блока намного меньше наработки на остальных ступенях, а число бло-ков до разрушения велико. Очевидно, что спектры нагружения авиационных конструкций, в которых огибающий цикл встречается один раз за типовой полет, как раз относятся к таким видам распределения.

В приведенной ниже модели также принято допущение о том, что величина текущей остаточной деформации на ступени равна среднему по всем ступеням до разрушения значению остаточной деформации

*arε . Это допущение также приводит к расчету в запас долговечности.

Тогда модель расчета амплитуды остаточной деформации сплава Д16АТ при программном нагружении будет иметь следующий вид:

1. Величина среднего значения амплитуды остаточной деформа-ции на максимальной ступени нагружения в блоке не зависит от закона распределения амплитуд напряжений и равна среднему значению вели-чины остаточной деформации при регулярном нагружении с такой же амплитудой напряжений:

⎪⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪⎪

⎨

⎧

σ>σ⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

σ

σ⋅ε

σ≤σ⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛ σ

=ε

,при

;приK

pamaxa

m

pa

maxa*par

pamaxam

m

maxa

*maxar

2

1

1

1

где 1

1m

m

pa*par K ⎟

⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛ σ=ε ;

mK , 1m , 2m – параметры материала при регулярном нагружении [8]. 2. Средние значения величин амплитуд напряжений на последую-

щих (i-х) ступенях нагружения в блоке определяются согласно выраже-нию (2):

57

⎪⎪⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪⎪⎪

⎨

⎧

σ<σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε

σ≥σ

⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪

⎨

⎧

σ<σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

σ

σ⋅ε

σ≥σ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛σ

σ⋅ε

=ε

.если,

;если

,при

,при

pamaxac

maxa

ia*maxar

pamaxa

paiac

pa

ia*Пpar

paiac

maxa

ia*maxar

*iar

*

*

*

1

1

2

1

1

1

При этом значения параметров с*1, с*2 не зависят от величин сред-

них напряжений. Предложенная модель с учетом указанных допущений может быть

использована для вычисления параметров локального цикла деформи-рования материала в концентраторе напряжений приближенно, без уче-та кинетики остаточной деформации.

Расчет накопленного повреждения по энергетическому критерию и гипотезе линейного суммирования. Проведен анализ величин повреж-дений, накопленных до разрушения образцов. Выражения для определения накопленных повреждений приведены в [6].

Результаты расчета накопленного повреждения для испытаний при асимметричном нагружении приведены на рисунке 8.

Повреждение по гипотезе линейного суммирования в среднем рав-но 1,26, но для программ нагружения с большими максимальными ам-плитудами напряжений систематически уменьшается. При этом для уровня средних напряжений, равных 145 МПа, повреждение достигает величины 0,8 уже при максимальной амплитуде, равной 270 МПа, что приведет к расчету не в запас долговечности. Таким образом, измене-ние повреждения от уровня максимальных напряжений при асимметрич-ном нагружении качественно совпадает с результатами, полученными при симметричном нагружении [6].

Повреждение, вычисленное по энергетическому критерию разру-шения, в среднем равно 1,24 и систематически больше 1, что обеспечи-вает расчет долговечности в запас. Несколько большее среднее значе-ние повреждения при асимметричном нагружении по сравнению с сим-метричным (1,08) [6] может быть объяснено систематическим завыше-нием величин амплитуды остаточной деформации на ступенях с низки-ми уровнями напряжений. К такому завышению могут приводить элек-тромеханические шумы испытательной машины, которые при асиммет-ричном нагружении существенно больше по своей величине.

58

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

220 240 260 280 300 320

по энергетическому критерию

по гипотезе линейного суммирования МПаa ,maxσ


0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

150 170 190 210 230 250 270 290




0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

140 160 180 200 220




Рисунок 8 – Накопленные до момента разрушения повреждения для ряда средних напряжений

Сводные результаты для испытаний при симметричном и асим-

метричном нагружениях приведены на рисунке 9.

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

1.8

2.0

120 160 200 240 280 320 360

Повреждение



Рисунок 9 – Накопленные до момента разрушения повреждения

при симметричном и асимметричном нагружениях

59

В результате можно прийти к заключению, что выводы, сделанные на основе испытаний при симметричном нагружении, могут быть рас-пространены и на асимметричное нагружение. Видно, что гипотеза ли-нейного суммирования систематически занижает долговечность (в 1,5 раза и более) на малых уровнях нагружения, а на высоких уровнях на-грузки может завышать более чем в 1,3 раза. Вычисление повреждения в соответствии с энергетическим критерием приводит к расчету в запас долговечности во всем исследованном диапазоне нагрузок (от 1,1 до 1,3 раза).

Выводы

Получены зависимости значений амплитуд остаточных деформа-

ций arε от амплитуд напряжений для трех законов распределения ам-плитуд напряжений и ряда уровней средних напряжений. Установлено, что на высоких уровнях нагрузки средние значения остаточных дефор-маций *

arε на ступенях значительно больше, чем величины остаточных деформаций при регулярном нагружении. Это объясняет систематиче-ский расчет не в запас долговечности по гипотезе линейного суммиро-вания повреждений при таких уровнях нагрузок. При этом повреждение, вычисленное по энергетическому критерию усталостного разрушения, во всем диапазоне нагрузок превышает 1, что обеспечивает расчет долго-вечности в запас.

По полученным зависимостям определены значения параметров с1 и с2, характеризующих изменение остаточных деформаций при про-граммном нагружении. Установлено, что величины параметров с1 и с2 не зависят от закона распределения и величины средних напряжений.

Предложена модель расчета амплитуды остаточной деформации при программном нагружении без учета кинетики. Модель основана на использовании параметров с*1, с*2, характеризующих тангенс угла на-клона зависимости средних остаточных деформаций *

arε от амплитуд напряжений. Эта модель необходима для расчетов долговечности эле-ментов конструкций с концентраторами напряжений по локальному на-пряженно-деформированному состоянию.


1. Тейлор, Дж. Нагрузки, действующие на самолет [Текст]: пер. с англ. / Дж. Тейлор. – М.: Машиностроение, 1971. – 371 с.

2. Стрижиус, В.Е. Типизированная программа нагружения элементов конструкции крыла регионального транспортного самолета [Текст] / В.Е. Стрижиус // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС. – М., 2006. – С. 145 – 154.

60

3. Райхер, В.Л. Гипотеза спектрального суммирования и ее приме-нение для определения усталостной долговечности при действии слу-чайной нагрузки [Текст] / В.Л. Райхер. – М.: Изд. отдел ЦАГИ, 1969. – 38 с.

4. Басов, В.Н. Экспериментальное исследование усталостной дол-говечности конструктивного элемента при условиях нагружения, харак-терных для крыла пассажирского самолета [Текст] / В.Н. Басов, А.З. Воробьев, Ю.А. Свирский // Труды ЦАГИ. – Вып. 2117. – М.: Изд. отдел ЦАГИ, 1981. – С. 3 – 13.

5. Басов, В.Н. Особенности усталостной долговечности современ-ных алюминиевых сплавов при нерегулярном нагружении [Текст] / В.Н. Басов, Г.И. Нестеренко // Прочность, колебания и ресурс авиацион-ных конструкций: сб. науч. работ. Труды ЦАГИ. – Вып. 2675. – М.: Изд. отдел ЦАГИ, 2007. – С. 174 – 180.

6. Черных, А.А. Циклические деформационные и усталостные ха-рактеристики сплава Д16АТ при программном нагружении. Сообщение 1. Накопленное повреждение при симметричном нагружении по трем зако-нам распределения амплитуды напряжений [Текст] / А.А. Черных, А.С. Третьяков // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4 (60). – Х., 2009. – С. 64 – 76.

7. Фомичев, П.А. Методика экспериментальных исследований цик-лических деформационных и усталостных характеристик конструкцион-ных материалов [Текст] / П.А. Фомичев, А.С. Третьяков, А.А. Черных // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных ап-паратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 2 (53). – Х., 2008. – С. 24 – 34.

8. Третьяков, А.С. Циклические деформационные и усталостные характеристики сплава Д16АТ при асимметричном мягком регулярном нагружении [Текст] / А.С. Третьяков, А.А. Черных // Вопросы проектиро-вания и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 3 (59). – Х., 2009. – С. 44 – 52.

9. Фомичев, П.А. Изменение амплитуды пластической деформации при регулярном и программном мягком нагружении сталей [Текст] / П.А. Фомичев, И.Ю. Трубчанин // Пробл. прочности. – Вып. 2. – 1991. – С. 39 – 44.

Поступила в редакцию 05.03.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. П.А. Фомичев, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

61

УДК 621.456.2.02 А.В. Амброжевич, д-р техн. наук, К.В. Мигалин, канд. техн. наук, В.А. Середа, канд. техн. наук

КОМПЛЕКСНО-СОПРЯЖЕННАЯ МОДЕЛЬ КАТАПУЛЬТЫ С ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИМ ПРИВОДОМ

Введение

Облик тяжелых беспилотных летательных аппаратов (БЛА) с не-

подвижным крылом на очередном витке развития в основном повторяет основные черты пилотируемых аналогов («Hapry», X-45 и др. [1]), вклю-чая аэродромное базирование с присущими ему недостатками, как с экономической, так и военной точки зрения. В противоположность этому катапультный старт выглядит более привлекательно, так как позволяет улучшить энергетику борта, придать комплексам мобильность и обеспе-чить малозаметность процесса ввода в полет. Высокие стартовые пере-грузки, в отличие от пилотируемой авиации, в данном случае не являют-ся принципиальным ограничением. Совершенство системы старта прин-ципиальным образом влияет на основные функциональные свойства беспилотного комплекса и требует в связи с этим соответствующей гар-монизации проектной проработки с использованием современного инст-рументария НИОКР. С учетом высокой степени технического риска, свойственной сфере критических технологий вообще, в качестве пер-вичного звена в состав специализированного проектного инструмента-рия должны быть включены опережающие численные исследования. Из вышеизложенного следует актуальность представленного в настоящей статье метода численного моделирования рабочего процесса в высоко-энергетической катапульте с телескопическим приводом [2].

Обоснование выбора облика катапульты

По мере роста потребной кинетической энергии, необходимой для ввода БЛА в полет, сначала сужается набор пригодных вариантов при-вода наземных пусковых устройств (НПУ), а затем пиротехнический принцип метания становится безальтернативным. Применимость пиро-технических систем, выполненных по классическим открытым схемам, в качестве НПУ ограничена значительной аудиовизуальной заметностью стартовой позиции. Из этого следует целесообразность использования схемы с отсечкой пороховых газов подобно тому, как это имеет место в специальных патронах для бесшумной и беспламенной стрельбы «ПЗА», «ПЗАМ», СП-2, СП-3 [3]. Характерные усилия и скорости пере-мещения подвижных частей трансмиссии требуют отказа от гибких по-лиспастных механизмов и применения жестких узлов передачи тяги. В

62

системах с подобными динамическими характеристиками получили рас-пространение телескопические трансмиссии, конструктивно совмещен-ные с рабочими цилиндрами расширительных тепловых машин. В каче-стве примера можно назвать катапультные кресла КМ-1, К-36Д [4].

В процессе старта телескопический привод передает силу расши-ряющихся пороховых газов на БЛА и узлы крепления [2]. Для компенса-ции силы отдачи используется реакция вытекающей через сопло балла-стной жидкости, выталкиваемой движущимся в противоположную сторо-ну поршнем. Аналогичный принцип организации рабочего цикла в части использования противомассы и отсечки пороховых газов, реализован в ручных противотанковых гранатометах «Armbrust» и «Panzerfaust-3» [5, 6].

Таким образом, облик высокоэнергетической катапульты для ввода в полет тяжелого БЛА определяется наличием пиротехнического приво-да, образованного жесткими телескопическими звеньями, а также бал-ластной противомассой в качестве компенсатора отдачи. Выполненный в виде изолированного объема, привод обеспечивает отсечку пороховых газов, т.е. совмещает в себе функции расширительной машины и транс-миссии.

Вышеприведенные построения позволяют сформировать расчет-ные характеристики телескопической катапульты для запуска тяжелых БЛА (таблица 1).

Таблица 1 – Расчетные характеристики катапульты с телескопическим приводом

Физический параметр Значение Начальное давление в цилиндре, Па 2,5·106 Количество телескопических звеньев, шт. 4 Длина направляющей, м 3 Масса запускаемого БЛА, кг 15 Стартовая скорость (не менее), м/с 25 Предельно допустимая перегрузка, ед. 4

Проектный инструментарий

Необходимую полноту картины рабочего процесса во внутреннем объеме привода с учетом взаимодействия звеньев можно получить на основании комплексно-сопряженной газотермодинамической модели, замкнутой уравнениями динамики подвижных частей.

Исследования проведены на основе универсальной технологии численного эксперимента (ЧЭ), действующей по принципу универсаль-ного «гидролотка» согласно рис. 1. Однозначность условий ЧЭ задается факторной триадой, состоящей из твердотельной маски, отображающей топологию внешних и внутренних границ физического оригинала; систе-

63

мы источников-стоков (ИС) массы, импульса и энергии, имитирующих механизм взаимодействия с наполняющей контрольный объем средой и уравнений динамики механической трансмиссии [7].

Подмодель горения

В качестве источника энергии могут использоваться специальные газогенераторы на химическом твердом или газообразном топливе. Ин-тегрированная подмодель горения общего вида описывается уравнени-ем Аррениуса с использованием принципа активации и наращивания скорости сгорания по мере накопления тепловых воздействий [8].

Горение заряда твердого ракетного топлива полностью локализу-ется на незабронированной поверхности заряда, размещенного в каме-ре сгорания, и происходит параллельными слоями в направлении, пер-пендикулярном к поверхности горения [9]. Суммарная скорость горения определяется с помощью уравнения гранулярно-диффузионного пламе-ни Саммерфилда, в котором константы горения a и b для смесевого то-плива на основе перхлората аммония 44ClONH и каучука Р-13 равны 6,6 и 2,7 соответственно [10].

Рисунок 1 – Модель катапульты с телескопическим приводом

в контрольном объеме и его сеточное отображение с разрешением 26×26×460 ячеек

Механическая подмодель привода

Телескопический механизм в стандартной конфигурации [4] не со-

держит в себе кинематических связей, обеспечивающих синхронизацию разложения звеньев. Тем не менее характер их перемещения будет подчиняться строго определенной закономерности. Под действием внешних секций в движение придут одновременно все звенья телеско-пической системы, причем каждая наружная секция будет сообщать

64

вложенным в нее секциям дополнительную переносную скорость. Таким образом, скорость движения звеньев будет падать в порядке вложения по направлению к периферии, т.е. лидирующей будет наружная секция (максимального поперечного сечения). Ввиду этого телескопическую часть расширительной машины можно рассматривать как единое звено с дискретно присоединяемой массой СG . В целом привод представляет собой динамическую систему с двумя степенями свободы в соответст-вии с числом независимо перемещающихся звеньев: секций телескопи-ческой трансмиссии и поршня откатной камеры.

Система уравнений, описывающих динамику перемещений под-вижных секций и компенсатора отдачи относительно обобщенных коор-динат xδ и sδ соответственно, имеет вид

( )⎩⎨⎧

==

,;

21

С21bxb

Gasa&&

&& (1)

где 1a , 1b и ( )С2 Ga , 2b - функции геометрических, инерционных и динамических характеристик подвижных звеньев катапульты.

Ступенчатое изменение массы подвижной системы СG в зависи-мости от пройденного расстояния sδ по отношению к длине секции Сl подчиняется следующей закономерности:

⎪⎪

⎩

⎪⎪

⎨

⎧

<δ≤

+<δ≤

++<δ≤

+++<δ

=

,,;,

;,;,

1

21

321

4321

ССС

СССС

ССССС

ССССС

С

Gl4sl3GGl3sl2

GGGl2slGGGGls

G (2)

где 1СG ,

2СG , 3СG ,

4СG - массы секций.

Подмодель компенсатора отдачи

Для описания истечения жидкого балласта (противомассы) из ком-пенсатора отдачи используется подмодель нулевого ранга. Применение квазистационарного допущения оправдано наличием достаточно боль-шой емкости данного узла в сочетании с относительно низким по внут-реннему объему уровнем субстанциональных скоростей и «не домини-рующим» характером волновых процессов.

Оценка потребной массы балластной жидкости жm в объеме от-катной камеры исходит из условия обеспечения компенсации импульса отдачи 0mwJ = , возникающего при сходе с направляющей БЛА массой m со скоростью 0w :

65

истж w

Jm = , (3)

где истw – скорость истечения балласта. Значение скорости истечения для очередного временного шага на-

ходится из уравнения Бернулли без учета потерь дросселирования:

( )ж

а1l

ж1lист

pp2w

ρ−

=+

+ , (4)

где жρ – плотность жидкости; аp – атмосферное давление;

( ) 1l+... – индекс временного слоя; жp – давление жидкости в откатной камере.

Синхронизация поршня откатной камеры и звеньев телескопиче-ской трансмиссии осуществляется настройкой перепускного клапана на определенный расход. Сечение перепускного клапана мембраны моде-лируется ячейками с неполным перетеканием [7].

Открытая архитектура комплексно-сопряженной модели позволяет при необходимости интегрировать в нее уточненные в соответствии с проектными задачами подмодели компенсатора отдачи.

Результаты численных исследований

Результаты расчета катапульт с телескопическим приводом на жидком горючем (рис. 2, 3) и твердом топливе (рис. 4, 5), представлен-ные в виде фазовых срезов расчетной области, позволяют выявить ха-рактерные свойства рабочего процесса.

Несмотря на сложную геометрию проточной части давление ока-зывается практически однородным во всем рабочем объеме расшири-тельной машины (см. поля давлений на рис. 2−5).

Интенсивным температурным воздействиям подвергается только камера сгорания, которая требует применения тепловой защиты (см. по-ля температур на рис. 2−5).

Состояния поля скоростей (рис. 2−5) отображают движение пло-ских волн разрежения-сжатия по всей длине телескопической системы.

Поля концентрации продуктов сгорания (рис. 2−5) позволяют про-следить процесс распространения струи вдоль оси привода, влекущий за собой наполнение центральной секции и последовательное раздви-жение звеньев.

В целях упрощения анализа результатов можно условно разделить циклограмму на четыре интервала – в порядке раздвижения звеньев те-лескопической системы. На первом интервале (синхронное движение всех секций) наблюдаются одновременно резкий заброс и падение пере-

66

грузки (см. циклограмму на рис. 2, 4), что объясняется резким изменени-ем рабочего объема и регрессивным законом горения топлива. Кроме того, данному интервалу присущи наибольшие осцилляции тягового усилия, обусловленные интенсивными волновыми явлениями.

Рисунок 2 – Начальная фаза цикла катапульты на жидком горючем: одновременное выдвижение всех секций, прорыв технологической заглушки компенсатора отдачи при достижении необходимого

давления в камере

Рисунок 3 – Завершающая фаза цикла катапульты на жидком горючем: полное разложение секций, сход БЛА с направляющей и истечение

балласта из компенсатора отдачи

67

Для третьего и четвертого интервалов циклограммы характерны практически постоянный законом перегрузки и менее заметные волно-вые процессы ввиду увеличения объема телескопической системы с синхронным уменьшением площади проходных сечений (рис. 3, 4).

Следствием несовершенства закона ускорения является пологий характер набора скорости, которая при сходе БЛА с направляющей рав-на 16 м/с, что отличается от необходимой минимальной скорости ввода в полет на 64% (см. циклограмму скорости на рис. 3, 5). Причиной тому служит неблагоприятный закон изменения среднеинтегрального давле-ния в камере расширительной машины (см. циклограмму на рис. 3, 5), отражающий регрессивный закон горения химического топлива, усугуб-ляющийся, кроме того, ступенчатым сокращением рабочей площади трансмиссии РПF , воспринимающей тяговое усилие:

∑=

=m

1iiРП FF , 14m ...= . (5)

Рисунок 4 – Начальная фаза цикла катапульты на твердом топливе: одновременное выдвижение всех секций, прорыв технологической

заглушки компенсатора отдачи

68

Рисунок 5 – Завершающая фаза цикла катапульты на твердом топливе: полное разложение секций, сход БЛА с направляющей и истечение

балласта из компенсатора отдачи

В результате закон тягового усилия принимает еще более выра-женный регрессивный характер и приводит к неэффективному исполь-зованию центрального звена.

Таким образом, последовательность разложения звеньев следует заменить на обратную, что может быть обеспечено введением дополни-тельных механических связей [2].

Заключение

Внедрение высокоэнергетических катапультных устройств нового типа в современных условиях представляется малопродуктивной зада-чей без применения адекватного расчетного инструментария.

Универсальная технология опережающих численных исследований [9 и др.] обеспечивает возможность проектирования разнообразных тех-нических систем с газотермодинамической основой рабочего процесса на базе комплексной пространственно-временной детализации физиче-ских полей и соответствующего факторного анализа. Не составляет ис-ключения принципиально новый класс высокоэнергетических катапульт-ных устройств с тепловыми расширительными машинами телескопиче-ского типа в качестве привода, совмещающего в себе функции транс-миссии.

69


1. Ефремова, Е.Н. Потребности НАТО в разведывательных беспи-лотных летательных аппаратах нового поколения и работы по их созда-нию в Европе [Текст] / Е.Н. Ефремова, В.А. Попов // ФГУП «ГосНИИАС», 2007. – 9 с. [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://www.uav.ru/ articles/nato_europe.pdf.

2. Патент України на корисну модель № 65105. Спосіб регулювання тягового зусилля приводу катапульти / Амброжевич О.В., Середа В.О.; заявник та патентовласник Нац. аерокосм. ун-т. М.Є. Жуковського «ХАІ». – U 2011 05796; заявл. 10.05.2011; опубл. 25.11.2011. Бюл. № 22. – 3 с.

3. Коломийцев, А.В. Справочное пособие по патронам [Текст] / А.В. Коломийцев, С.Н. Ларьков, И.С. Собакарь. – Х.: Обериг, 2008. – 527 с.

4. Агроник, А.Г. Развитие авиационных средств спасения [Текст] / А.Г. Агроник, Л.И. Эгенбург. − М.: Машиностроение, 1990. − 256 с.

5. Шунков, В.Н. Оружие Вермахта [Текст] / В.Н. Шунков. – Мн.: Хар-вест, 1999. – 480 с.

6. Николаев, Н.В. Ручные противотанковые гранатометы [Текст] / Н.В. Николаев // Зарубежное военное обозрение. – 1987. − С. 25−31.

7. Середа, В.О. Метод формування вигляду наземних пускових пристроїв безпілотних літальних апаратів [Текст]: дис. … канд. техн. на-ук: 05.07.06: захищена 23.10.2009; затверджена 10.02.2010 / Середа Владислав Олександрович. – Х., 2009. – 176 с.

8. Амброжевич, А.В. Модель многорежимного горения в тепловых машинах [Текст] / А.В. Амброжевич, С.Н. Ларьков, К.В. Мигалин // Авиа-ционно-космическая техника и технология. – 2010. – № 5 (72). – С. 50–58.

9. Амброжевич, М.В. Газотермодинамическая модель ракетного двигателя твердого топлива [Текст] / М.В. Амброжевич, В.А. Середа // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных ап-паратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» – Х.: НАКУ, 2011. – Вып. 65 (1) – C. 88 – 93.

10. Саммерфилд, М. Механизм горения топлив на перхлорате ам-мония. Исследование ракетных двигателей на твердом топливе: сб. пе-реводов [Текст] / М. Саммерфилд, Г.С. Сатерленд, М.Дж. Уэбб, Х.Дж. Табак и др. // ИЛ. – 1963.

Поступила в редакцию 13.02.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. В.Н. Доценко, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков.

70

УДК 624.016:629.7.023 А.В. Кондратьев, канд. техн. наук, Е.В. Майорова, А.А. Чумак

ЧИСЛЕННОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРИВЕДЕННЫХ УПРУГИХ

ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТРУБЧАТОГО ЗАПОЛНИТЕЛЯ

В последнее время трубчатый заполнитель (ТЗ) из полимерных

композиционных материалов (ПКМ) находит все более широкое приме-нение в авиационной технике [1]. Вследствие реализации интегральной сборки сэндвичевые конструкции с ТЗ обладают высокой прочностью, жесткостью и ресурсом, а также меньшим количеством дефектов, возни-кающих в процессе производства. Кроме того, для ТЗ не характерно на-копление влаги в процессе эксплуатации, свойственное сотовому запол-нителю.

Одним из важнейших этапов проектирования конструкций с ТЗ яв-ляется проведение поверочных расчетов в одном из программных ком-плексов метода конечных элементов (МКЭ), в котором трубки обычно заменяются («размазываются») некоторым сплошным ортотропным ма-териалом. Зная приведенные ФМХ такого материала, можно судить о напряженно-деформированном состоянии (НДС) всей проектируемой панели с ТЗ при заданных внешних нагрузках.

Ранее нами в работе [2] согласно разработанной методике было осуществлено аналитическое определение приведенных упругих ФМХ ТЗ с учетом клеевого слоя между трубками и без него. Параметры ТЗ, принятые при синтезе его приведенных ФМХ, показаны на рис. 1.

Рисунок 1 – Фрагмент ТЗ:

1 – монослой, 2 – клеевой слой t – ширина трубки; h – высота трубки; ТЗδ – суммарная толщина трубчатого

элемента; δ – толщина одного монослоя трубчатого элемента; клη – толщина клея-связующего между трубчатыми элементами

71

Результаты синтеза приведенных ФМХ ТЗ представлены в табл. 1.

Таблица 1 – Аналитические зависимости для определения приведенных ФМХ ТЗ

Наименование ФМХ

Аналитическая зависимость

С учетом наличия клеевого слоя между трубками

Без учета наличия клеевого слоя между

трубками

Модуль упру-гости

вдоль оси X

×η+

=h

tE .клАX.прив

км

кл

км.кл

Ткм

кмТЗ

ТЗ

ТЗE

EE

hEE

ht η

+δ

+δδ−

×

22

1 КМТЗА Eh

EX.прив

δ=

2


вдоль оси Y

×=thEА

Y.прив

км

кл

км

Ткм

кмТЗ

ТЗ

ТЗE

EE

th

EE

th

+δ

+δδ−

×

22

1 КМ

ТЗА Et

EY.прив

δ=

2


вдоль оси Z ( )км

кл

км

ТЗТЗ

АZ.прив E

EE

thhE

+δ−+δ

=

2

1 ( )КМ

ТЗА EththE

Z.прив ⋅δ+

=2

Модуль сдви-га

в плоскости XY

КМТЗА

XY.прив Eth

G 2

3δ= КМ

ТЗА Eth

GXY.прив 2

3δ=


в плоскости YZ

КМкл

КМ

клклТЗ

АYZ.прив G

tGG

Gη+

η+δ=

2 КМ

ТЗАYZ.прив G

tG δ

=2


в плоскости ZX

КМТЗА

ZX.прив Gh

G δ=

2 КМТЗА

ZX.прив Gh

G δ=

2

В таблице приняты следующие обозначения: кмE , кмG – модуль упругости и сдвига материала трубчатого элемента; клE , клG – модуль упругости и сдвига клея-

связующего между трубками; АX.привE , А

Y.привE , АZ.привE – приведенные модули уп-

ругости при растяжении (сжатии) в направлении осей X, Y и Z, найденные аналити-чески; А

XY.привG , АZX.привG , А

YZ.привG – приведенные модули сдвига для плоскостей,

параллельных координатным, найденные аналитически.

72

Для оценки достоверности полученных аналитических результатов необходимо провести серию натурных экспериментов, которые являют-ся весьма дорогостоящими. Поэтому обоснованным является предвари-тельное проведение серии численных экспериментов в программном комплексе МКЭ с возможной последующей оценкой и корректировкой полученных результатов [3, 4].

Известно, что определение ФМХ материалов проводится только на стандартизированных образцах согласно действующим нормативным документам. Однако в настоящее время отсутствуют какие-либо стан-дартизированные методики проведения физических либо численных экспериментов над ТЗ. Поэтому при численном определении упругих ФМХ ТЗ примем следующие параметры для геометрической модели из системы трубок образца, приведенные на рис. 2 и в табл. 2.

Таблица 2 – Принятые геометрические параметры образца ТЗ

для виртуальных испытаний

Параметр Высота трубки h,мм

Ширина трубки t , мм

Длина трубки A , мм

Количество трубок n

Схема ар-мирования

Величина 24 24 680 26 ( )045±

Рисунок 2 – Принятая геометрическая модель системы трубок для проведения серии численных экспериментов в программном ком-

плексе МКЭ

Данная конфигурация образца была выбрана из условия миними-зации влияния различных краевых эффектов, которые могут возникнуть в ходе проведения численного эксперимента.

При проведении исследований был рассмотрен ТЗ, для изготов-ления которого планируется использовать стеклопластик Т-10-14 со свя-зующим ЭДТ-69Н. Схема армирования системы трубок – ±45º. Исполь-зуемые ФМХ монослоя и клеевого слоя приведены в табл. 3.

73

Таблица 3 – ФМХ монослоя, применяемого для изготовления ТЗ стеклопластика и клеевого слоя

Характеристика Угол укладки

Материал Стекло-пластик

Клеевой слой

Модуль упругости ГПа E,

o0 32,4 10 o45± 16,8

o90 26,3

Модуль сдвига ГПа G, oo 900 − 3,24

3,85 o45± 8,95

Коэффициент Пуассона ν oo 900 − 0,07

0,3 o45± 0,57

Модуль упругости в трансверсальном направлении ГПа ,ETкк 10

Толщина мм ,δ 0,24 0,08 При разбиении на конечные элементы (КЭ) полученной геометри-

ческой модели был использован четырехузловой многослойный оболо-чечный элемент с изгибными и мембранными свойствами для простран-ственного анализа [5]. Каждая из поверхностей, моделирующая полки и стенки элемента трубчатой конструкции, была разбита особым образом, учитывающим её расположение. Так, все полки, а также крайние стенки представляют собой два монослоя с углами укладки +45º и –45º. Скле-енные стенки трубок моделировались четырьмя либо пятью слоями. Пять слоев использовались в том случае, когда в процессе проведения численного эксперимента учитывалось наличие клеевого слоя между трубками.

При моделировании монослоев трубчатых элементов особое вни-мание было уделено тому, как они располагаются относительно друг друга. В этом случае учитывалась технология изготовления ТЗ, то есть слои моделировались таким образом, чтобы угол укладки –45º находил-ся внутри трубки, а +45º – снаружи. Размеры КЭ были выбраны таким образом, чтобы обеспечить достаточную сходимость полученных ре-зультатов с минимальными затратами ресурсов и времени, необходимо-го для проведения численного эксперимента.

Для определения упругих ФМХ ТЗ необходимо провести серию численных экспериментов с различными граничными условиями, соот-ветствующими рассматриваемой схеме закрепления и нагружения полу-ченной КЭ модели. При этом определение приведенных ФМХ ТЗ осуще-ствлялось путем задания граничных условий КЭ модели, осреднения перемещений узлов модели вдоль соответствующей оси в плоскости, к

74

которой приложена нагрузка на ТЗ, вычисления напряжения в попереч-ном сечении, относительного перемещения поперечного сечения ТЗ и модулей упругости.

Модули сдвига определялись на основании допущения, что ТЗ за-меняется сплошной однородной средой. Из этого вытекает, что для него должны выполняться зависимости

⎪⎭

⎪⎬⎫

===

.GG;GG;GG

XZZX

ZYYZ

YXXY

Это позволило провести лишь три численных эксперимента для определения модулей сдвига в соответствующих плоскостях вместо шести. В данном случае методика проведения эксперимента также пре-дусматривала приложение некоторой сдвигающей силы к элементам ТЗ. Затем в результате статического анализа проводилось осреднение пе-ремещений узлов КЭ модели, вычисление напряжения и относительного сдвига поперечного сечения ТЗ и на основании полученных результатов – определение модуля сдвига ТЗ.

Сгенерированная КЭ модель образца ТЗ показана на рис. 3.

Рисунок 3 – Конечно-элементная модель системы трубок

для определения приведенных ФМХ ТЗ В качестве примера на рис. 4 показаны КЭ модель системы трубок

с граничными условиями для определения модуля упругости МКЭX.привE с

соответствующей им картиной распределения линейных перемещений.

75

а

б

в

Рисунок 4 – Определение приведенного модуля упругости ТЗ вдоль оси Х:

а – схема нагружения и закрепления системы трубок; б – соответствующие в программном комплексе МКЭ граничные

условия; в – полученная картина линейных перемещений вдоль оси Х В табл. 4 представлены результаты сравнения аналитического

расчета и численного эксперимента для модулей упругости и сдвига ТЗ.

76

Таблица 4 – Сравнение полученных результатов

№ п/п

Наименование ФМХ

Численное значение Аналитический

результат Результат численного

эксперимента без учета клеевого слоя

с учетом клеевого слоя

без учета клеевого слоя

с учетом клеевого слоя

1 Модуль упругости вдоль оси X, МПа 672 687 580 585

2 Модуль упругости вдоль оси Y, МПа 672 653 784 822

3 Модуль упругости вдоль оси Z, МПа 1344 1174 917 957

4 Модуль сдвига в плоскости XY, МПа 0,134 0,212 0,218

5 Модуль сдвига в плоскости YZ, МПа 358 370 576 589

6 Модуль сдвига в плоскости ZX, МПа 358 128 130

На основании полученных результатов можно сделать следующие

выводы: 1. Для всех исследуемых упругих характеристик ТЗ наличие клее-

вого слоя незначительно влияет как на аналитические, так и численные результаты.

2. ФМХ, определенные по аналитическим моделям ТЗ, в различной степени отличаются от соответствующих характеристик, полученных на основе конечно-элементных моделей. При этом различия в модулях уп-ругости первого рода существенно меньше, чем в модулях сдвига. При-чины этих расхождений имеют комплексный характер. Что касается ана-литических зависимостей модулей упругости первого рода от геометри-ческих параметров ТЗ и физических характеристик их материала, то здесь основной причиной их неточности является, по-видимому, до-вольно грубые допущения, принятые при учете характера деформиро-вания элементов ТЗ под воздействием соответствующих усилий. Это относится и к модулям сдвига.

Установить количественные значения этих отклонений от предпо-лагаемых истинных величин с той или иной степенью приближения можно только ценой усложнения соответствующих математических мо-делей за счет принятия более строгих допущений о характере деформи-рования элементов ТЗ.

Сами же истинные величины приведенных ФМХ ТЗ, казалось бы, можно установить на основе физического эксперимента на натурных об-

77

разцах ТЗ. Однако эти величины также будут зависеть от формы и раз-меров соответствующих образцов, условий их закрепления и схемы ис-пытаний, стандарты на которые для ТЗ не установлены*. Ожидать уста-новления истинных значений приведенных ФМХ ТЗ, во всяком случае в ближайшее время, бесперспективно несмотря на значительные матери-альные и временные затраты на изготовление и испытания образцов ТЗ. В то же время прогресс компьютерных технологий сделал привлека-тельным использование конечно-элементной поддержки для установле-ния искомых ФМХ путем виртуальных испытаний образцов, реализован-ных выше. Однако степень достоверности полученных результатов так-же зависит от ряда факторов, к которым прежде всего следует отнести:

- геометрическую форму и размеры образцов; - выбор и точность реализации схемы закрепления образцв при

том или ином виде нагружения; - способ воспроизведения вида нагрузки, соответствующей уста-

новлению той или иной ФМХ; - размеры и вид конечных элементов, на которые разбивается со-

ответствующий образец. В связи с этим установление количественных значений отклонений

ФМХ ТЗ от предполагаемых истинных величин, как и в случаях, рас-смотренных выше, также представляется весьма затруднительным.

Определенную степень достоверности имеет, на наш взгляд, бли-зость результатов определения тех или иных ФМХ ТЗ, полученных по аналитическим моделям и при МКЭ-поддержке. Поэтому представляется оправданным, в связи с тем, что использование аналитических зависи-мостей для определения ФМХ ТЗ не сопряжено с какими бы то ни было затратами, а получение ФМХ ТЗ при МКЭ-поддержке в каждом конкрет-ном случае требует определенных дополнительных затрат, использо-вать в проектировочных расчетах изделий авиационной и ракетно-космической техники из ПКМ с ТЗ откорректированные аналитические зависимости с помощью постоянных коэффициентов, устанавливающих отношение

МКЭiприв

Аiприв

i ФМХ

ФМХK =∗ (1)

при последующем определении АiпривФМХ для новых ПКМ и геометри-

ческих параметров ТЗ. При этом, учитывая отмеченную приближенность такого подхода, в качестве ∗

iK необходимо выбирать в запас то значе-

* Известно, что на испытания образцов сотового заполнителя существуют многочис-ленные стандарты, результаты испытаний по которым в ряде случаев существенно отличаются.

78

ние, которое меньше единицы, а в случае, когда оно превышает едини-цу, принимать 1=∗

iK . Тогда на основании проведенных выше численных экспериментов

и сравнения их результатов с полученными по аналитическим моделям (табл. 4) представляется оправданным ввести следующие значения кор-ректирующих коэффициентов для соответствующих ФМХ ТЗ, представ-ленные в табл. 5.

Таблица 4 – Рекомендуемые корректирующие коэффициенты для аналитических значений приведенных ФМХ ТЗ

№ п/п

Наименование ФМХ МКЭ

iприв

Аiприв

ФМХ

ФМХ

Корректирующий ко-эффициент ∗

iK

1 Модуль упругости вдоль оси X, МПа 1,16 1

2 Модуль упругости вдоль оси Y, МПа 0,85 0,85

3 Модуль упругости вдоль оси Z, МПа 1,47 1

4 Модуль сдвига в плоскости XY, МПа 0,625 0,625

5 Модуль сдвига в плоскости YZ, МПа 0,625 0,625

6 Модуль сдвига в плоскости ZX, МПа 2,75 1

Последнее, однако, не исключает дальнейших исследований в на-

правлении повышения точности как аналитических, так и конечно-элементных моделей, которые, по-видимому, должны привести или к сближению, или к совпадению результатов.


1. Двейрин, А.З. Анализ эффективности внедрения интегральных конструкций с трубчатыми элементами из полимерных композиционных материалов [Текст] / А.З. Двейрин, Е.В. Майорова // Вопросы проектиро-вания и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 4 (68).– Х., 2011. – С. 65 – 77.

2. Гайдачук, В.Е. Приведенные физико-механические характерис-тики трубчатого заполнителя для трехслойных конструкций летательных

79

аппаратов [Текст] / В.Е. Гайдачук, А.В. Кондратьев, Е.В. Омельченко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные техноло-гии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 44. – Х., 2009.– С. 67 – 78.

3. Оценка физико-механических характеристик углесотопласта различной схемы армирования при помощи МКЭ-поддержки [Текст] / В.Е. Гайдачук, В.В. Кириченко, А.В. Кондратьев, В.И. Сливинский // Эф-фективность сотовых конструкций в изделиях авиационно-космической техники : сб. материалов IV междунар. науч.-практ. конф. / Укр. НИИ тех-нологий машиностроения. – Днепропетровск, 2011. – С. 54 – 59

4. МКЭ-поддержка экспериментов по определению полного набора упругих констант ортотропных полимерных композитов [Текст] / В.А. Акопьян, В.Н. Аксенов, Е.В. Рожков и др. // Теория и практика тех-нологий производства изделий из композиционных материалов и новых металлических сплавов (ТПКММ). Идентификация и моделирование свойств материалов и технологических процессов : труды 5-й Москов-ской междунар. конф. 24-27 апреля 2007; под ред. К.В. Фролова, О.С. Сироткина, В.С Боголюбова. – М.: Знание, 2008. – С. 437 – 442.

5. Статические и динамические расчеты транспортных и энергети-ческих сооружений на базе программного комплекса COSMOS/M [Текст] / С.В. Елизаров, А.В. Бенин, В.А. Петров и др. – СПб.: Иван Федоров, 2004. – 260 с.

Поступила в редакцию 01.03.2012. Рецензент: канд. техн. наук, проф. В.В. Кириченко, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков.

80

УДК 620.168(045) О.М. Джоган, О.П. Костенко

МЕТОДЫ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ

МАТЕРИАЛОВ ПРОПИТКОЙ В ОСНАСТКЕ ЧАСТЬ 2. МЕТОДЫ ВАКУУМНОЙ ПРОПИТКИ

Введение

Композиционные материалы (КМ) благодаря комплексу уникальных свойств широко используются в технике. Известно большое количество методов переработки этих материалов в изделия различных размеров, конфигурации и назначения. Среди всего множества методов в последнее время возросло использование методов изготовления деталей из КМ пропиткой армирующего наполнителя связующим в оснастке. В приведенной ниже статье описано большое количество указанных методов с их кратким описанием. Приведенная статья не исчерпывает всего разнообразия методов изготовления деталей из КМ пропиткой наполнителя в оснастке, но дает общее представление об их возможностях, путях решения тех или иных проблем.

Анализ мировой практики

RFI (Resin Film Infusion) – метод изготовления деталей, при котором связующее в виде пленки укладывается на оснастку совместно с пакетом сухого наполнителя. После изготовления вакуумного мешка оснастка помещается в автоклав, в котором происходит расплавление пленочного связующего (рис.1).

Рисунок 1 – Схема изготовления детали RFI методом

Автоклавное давление через вакуумный мешок воздействует на пакет наполнителя и вдавливает его в расплавленное связующее. Толщину пленочного связующего выбирают из условия заданного объемного содержания наполнителя в пластике. Для толстых пакетов пленочное связующее чередуют с заданным количеством слоев

81

наполнителя. Связующее при пропитке может находиться в весьма вязком состоянии, но путь, на который происходит его распространение, на несколько порядков меньше, чем при RTM и VARTM методах и составляет не более 1…2 мм. Таким образом, открывается возможность использования вязких связующих, применяемых для изготовления препрегов для аэрокосмической промышленности.

В источнике [1] описывается применение данного метода для изготовления монолитных подкрепленных и трехслойных панелей с сотовым или иным заполнителем.

VARTM, VRTM (Vacuum Assisted RTM). В данном методе для пропитки сухого наполнителя используется только разрежение создаваемое в полости оснастки. Под действием этого перепада между полостью оснастки и источником связующего последнее движется от источника к точке подсоединения вакуумного насоса в полости оснастки, пропитывая наполнитель (рис. 2).

Рисунок 2 – Схема изготовления детали VARTM методом

Перепад давления не превышает 0,095 МПа, что снижает требования к жесткости оснастки. В этой связи представляется возможным создание упрощенной оснастки, состоящей из жесткой половины с формообразующей поверхностью и верхней гибкой мембраной, герметично закрепляемой на жесткой части. Стоимость и сложность оснастки по сравнению с методом RTM существенно снижается [2]. Ввиду явных преимуществ экономического характера в настоящее время появилось большое количество разновидностей VARTM метода, часть из которых описывается ниже.

LRI (Liquid Resin Infusion) – обобщенное название методов вакуумной пропитки, аналог VARTM [3].

VI (Vacuum Infusion), VM (Vacuum Molding), RI (Resin Infusion), VRTM (vacuum RTM), VIM (Vacuum Infusion Molding), VARI (Vacuum Assisted Resin Infusion), VIP (Vacuum Infusion Process), VBRTM (Vacuum Bag RTM), VBRI (Vacuum Bag Resin Infusion), RIFT (Resin Infusion under Flexible Tooling, Ciba Geigy), MVM (Mono Vacuum Molding, Plastech), Paddle-Lite

82

(Lincoln Canoe&Kayak), VARIM (Vacuum-Assisted Resin Infusion Molding) – синонимы названия VARTM процесса.

HexFIT (Hexcel Film Technology) – разновидность метода RFI фирмы Hexcel [4].

FRTM (Flexible RTM, Draper Laboratory, MIT) – вариант RFI, в котором слои пленочного связующего и сухого наполнителя укладываются между эластичными мембранами, герметизируемыми по контуру. Пакет укладывается на плоскую поверхность, вакуумируется и нагревается. Расплав связующего под действием атмосферного давления пропитывает наполнитель по направлению толщины. Далее пакет укладывается на оснастку, где проводится отверждение изделия. Применение метода FRTM существенно упрощает подготовку связующего, улучшает условия труда (операции только с сухими материалами), обеспечивает однородность пластика по толщине [5].

RIP (Resin Impregnation Process, McDonnell Douglas Corp.). В этом методе на оснастку укладывается последовательно сухой наполнитель, проницаемый для связующего слой, дренажный слой (bleeder), разделительная пленка, вентиляционный слой (breather), вакуумный мешок. Со стороны подачи связующего разделительная пленка герметизируется к оснастке, а со стороны вакуумирования совмещается с вентиляционным слоем. При пропитке связующее движется по дренажному слою, ограниченное разделительной пленкой, и сквозь проницаемый слой пропитывает наполнитель. Вентиляционный слой выравнивает давление по поверхности. Оснастка помещается в автоклав для пропитки и отверждения под давлением, при этом пропитка может осуществляться при наличии или без давления в автоклаве. В варианте RFI этого метода используется пленочное связующее, укладываемое под сухой наполнитель на оснастку, причем по торцу наполнителя укладывается ограничительный материал, препятствующий растеканию связующего [6].

VRIP (Vacuum Resin Impregnation Process, McDonnell Douglas Corp.). Метод совмещает в себе вакуумную пропитку и отверждение по схеме RIP [7].

Между методом RFI и классическим методом выкладки препрега можно расположить метод с применением наполнителя с односторонним наносом связующего. При нагреве связующее расплавляется и под действием атмосферного или избыточного давления автоклава завершает пропитку наполнителя, находящегося под вакуумом. При этом сухой наполнитель эффективно дренажирует наполнитель на всю глубину, позволяя добиться очень низкой пористости пластика для больших толщин, габаритов и отсутствия поверхностного дренажирования изделий. Примерами такого полупропитанного наполнителя являются: система ZPREG (Advanced Composites Group), Carboform (Cytec), SPRINT® (SP Systems), Semipreg (Hexcel).

83

SCRIMPTM (Seemann Composites Resin Infusion Molding Process) – комплекс VARTM методов, автором которых является William H. Seeman с коллегами. Особенностью методов SCRIMP (рис. 3) является увеличение скорости пропитки наполнителя с помощью поверхностных распространителей (нетканые и тканые высокопроницаемые материалы) и транспортных каналов, образуемых на оснастке, в заполнителе или на внутренней поверхности силиконовых многоразовых вакуумных мешков.

Рисунок 3 – Схема изготовления детали SCRIMP™ методом

Существуют методы изготовления подобных многоразовых мешков, имеющих достаточную степень прозрачности для контроля пропитки, высокую теплостойкость, высокие упругие свойства, антиадгезионные свойства [8, 9].

CAPRI (Controlled Atmospheric Pressure Resin Infusion, Boeing) – метод, разработанный специалистами фирмы Boeing, заключается в контроле перепада давления между источником подачи связующего и полостью в оснастке путем изменения давления в источнике ниже атмосферного. Известно, что при обычном методе VARTM за фронтом связующего под вакуумным мешком образуется полость, имеющая высокое давление, практически соответствующее давлению в источнике подачи связующего, то есть атмосферному давлению. При этом снижается почти до нуля перепад давления на вакуумном мешке и ранее подпрессованный наполнитель расширяется, снижая долю волокна в пропитанном ламинате. Использование вакуума в источнике связующего на уровне 0,05 МПа позволяет уменьшить изменение толщины пропитанного пакета. Еще одной особенностью метода является использование пульсационной подпрессовки сухого наполнителя. Деформирование наполнителя при вакуумной подпрессовке отличается линейной связью «давление - деформация» и наличием сухого трения. Последовательное приложение вакуума к пакету сухого наполнителя и сброс, повторяемые не менее 7 раз, приводят к более высокому

84

опрессованию пакета и достижению более высокой доли волокна в готовом пластике [10].

DBVI (Double Bag Vacuum Infusion, Boeing). В данном варианте VARTM метода используется двойной вакуумный мешок на оснастке. Под внутренним мешком располагается сухой наполнитель, а полость между этим мешком и оснасткой представляет собой полость, в которой движется связующее из источника, находящегося под атмосферным давлением, к вакуумному насосу. В полости между внешним и внутренним вакуумными мешками с расположенным дренажным слоем создается разрежение независимо от полости с наполнителем. По заявлению авторов метода, наружный мешок не позволяет переднему фронту связующего раздувать внутренний вакуумный мешок, увеличивая толщину изделия за счет избытка связующего. Авторы метода [11] заявляют о повышении относительной объемной доли наполнителя на 5…10% по сравнению с классическими VARTM методами.

FASTRAC (FAST Remotely Actuated Resin Channely process, Air Force Research Laboratory). В данной разновидности VARTM процесса используется специальная FASTRAC мембрана с односторонним рельефным рисунком, укладываемая поверх основного вакуумного мешка. Между FASTRAC мембраной и вакуумным мешком создается контролируемый вакуум, который способствует прилеганию вакуумного мешка к рельефу мембраны и образованию мешком каналов. Глубина каналов будет наибольшей в зонах с наибольшим перепадом давления между полостями под вакуумным мешком и между вакуумным мешком и мембраной, то есть в зоне уже пропитанного наполнителя. По заявлениям авторов, данный метод увеличивает скорость распространения связующего на 100…200%. Преимуществом данного способа управлением пропиткой является то, что мембрана находится снаружи вакуумного мешка, не загрязняется, может использоваться многократно. Создавая определенный рисунок рельефа на мембране, можно управлять направлением и скоростью распространения связующего без применения дополнительных расходуемых элементов [12].

CCBM (Closed Cavity Bag Molding, Arctec Inc.) – метод изготовления многоразового вакуумного мешка. Для снижения технологических расходов в серийном производстве вакуумный мешок изготавливается из жидкого силикона, наносимого на форму шпателем или пульверизатором. Для повышения точности на форме может быть уложена фальшдеталь, моделирующая готовое изделие. Для повышения прочности вакуумный мешок армируется тканью или сеткой [13].

CVI (Control Vacuum Infusion, Polyworx). Применение программного обеспечения, моделирующего процессы пропитки наполнителя, позволяет разработать эффективные технологические схемы изготовления деталей сложной конфигурации и больших

85

габаритов, снизить технический риск и затраты на отработку технологии [14].

RLI (Resin Liquid Infusion) – VARTM метод, в котором на одностороннюю оснастку наносится связующее в жидком виде, затем укладывается сухой наполнитель и проводится изготовление вакуумного мешка с последующим приложением вакуума, обеспечивающего пропитку наполнителя преимущественно сквозь его толщину аналогично RFI методу [15].

UV VARTM (UltraViolet VARTM) – метод, в котором вместо стандартной двухкомпонентной системы связующего (смола + отвердитель) используется связующее с фотоинициаторами. Такое связующее начинает отверждаться только когда подвергается воздействию ультрафиолетового излучения. В качестве связующих эффективно используются полиэфирные, винилэфирные и эпоксидные связующие, отверждаемые при комнатной температуре с облучением лампами УФ излучения в течение 60 - 90 секунд. Температура стеклования, упругопрочностные показатели не уступают, а иногда и превышают аналогичные показатели для термически отвержденных связующих. Метод UV VARTM позволяет начать отверждение в любое время и прервать его при необходимости, существенно увеличивает продуктивность труда и снижает себестоимость продукции [16].

VARI (VAcuum Resin Infusion, Lotus Cars). В методе используется оснастка из двух частей. На оснастку предварительно наносится гелькоут и сухой наполнитель, далее форма смыкается и подключатся к частичному вакууму, под действием которого две половины оснастки подпрессовывают наполнитель. Вакуум перекрывается, открывается отверстие в наиболее низкой части формы для заливки требуемого количества связующего. Далее отверстие заливки связующего закрывается и открывается канал вакуумирования внутренней полости. Под действием атмосферного давления половины оснастки сближаются, распространяя связующее от зоны заливки к периферии оснастки. Для контроля пропитки рекомендуется изготавливать верхнюю половину оснастки полупрозрачной. После завершения пропитки вакуум перекрывается и осуществляется режим отверждения. Отверстие вакуумирования после отверждения подсоединяется к источнику давления и оснастка распрессовывается [17].

VAP (Vacuum Assisted Process, EADS Deutschland) – разновидность VARTM процесса, в котором на сухой наполнитель дополнительно укладываются особая мембрана и газопроводящий слой (breather и bleeder). Мембрана представляет собой материал, непроницаемый при перепаде давления до 0,1 МПа для связующего, но проницаемый для газов. Пропитка и отверждение происходят аналогично методам VARTM с применением аналогичной односторонней оснастки и эластичного вакуумного мешка. Метод улучшает качество

86

готового пластика за счет существенного снижения вероятности образования непропитанных зон наполнителя и уменьшения пористости пластика до 0,2%, создания благоприятного распределения давления, снижающего разнотолщинность готового изделия. Отпадает необходимость отработки технологии на новом изделии или моделирования процесса, снижаются требования к квалификации персонала [18].

PRESTOVAC (Polyflow Developments Ltd) – pазновидность VARTM метода, в котором используется двухсторонняя оснастка, позволяющая получать высокое качество обеих сторон изделия. Особенностью процесса является налив связующего поверх уложенного в оснастку сухого наполнителя до закрытия формы. После установки ответной части оснастки и герметизации по контуру формообразующая полость подключается к вакууму. Разрежение в полости стягивает обе части оснастки, заставляя связующее распространяться к источнику вакуума, пропитывая наполнитель [19].

Vac GRP (Vacuum Glassfibre Reinforced Composites, Henleycraft Ltd.) – метод, аналогичный PRESTOVAC [20].

VEC (Virtual Engineered Composites, VEC Technology) – это усовершенствованный RTM процесс с высоким уровнем автоматизации. В форму, состоящую из двух частей, наносится гелькоут и выкладывается сухой наполнитель. Далее форма закрывается, герметизируется и погружается в емкость, заполненную водой с контролируемой температурой и давлением, где и происходит инжекция связующего в полость оснастки. За счет пренебрежимо малой сжимаемости воды на оснастку передается достаточно высокое давление, равномерно распределяемое по поверхности оснастки, что обеспечивает снижение требований к жесткости оснастки. В свою очередь, малая теплоемкость процесса и использование компьютеризированного контроля температуры воды обеспечивает высокую скорость нагрева детали и точность поддержания температуры. Процессом управляет компьютер, контролирующий большое количество параметров. При высоких требованиях к качеству поверхности и для снижения технологических затрат на изготовление изделия применяется термоформуемая пленка VEC Shield. Данное покрытие представляет собой многослойную экструдированную пленку, обеспечивающую защиту от климатических воздействий, царапин, ударов, имеющую широкую цветовую гамму окраски и хорошие свойства склеивания для внутренней поверхности [21].

RIMFIRE (Robotic In-Mold FIber Reinforcement, Brunswick Corp.) – автоматизация процесса нанесения гелькоута и рубленого волокна на оснастку [22].

RIDFT (Resin Infusion between Double Flexible Tooling, Florida State University) и DRDF (Double RIFT Diaphragm Forming, University

87

of Warwick). В данном методе разделены операции пропитки наполнителя и собственно формования изделия. Сухой наполнитель укладывается между двумя мембранами (силиконовые листы, пленки), пакет герметизируется и в свободном состоянии проводится вакуумная пропитка наполнителя. Далее по завершению процесса пропитанный наполнитель в герметичной мембране укладывается на оснастку и в полости между нижней мембраной и оснасткой герметизируется и подключается к вакууму, что приводит к формообразованию пропитанного наполнителя. Далее следует этап отверждения изделия на оснастке. Данный метод позволяет снизить требования к квалификации рабочего, проводящего процесс пропитки, упрощает отработку техологического процесса изделия, уменьшает затраты на обслуживание оснастки в части, касающейся подготовки ее поверхности (очистка, покрытие разделяющими составами), снижает требования к шероховатости, герметичности и твердости поверхности. Метод ограничен способностью наполнителя утягиваться и деформироваться, обычно применяется для изготовления деталей с малой вытяжкой или одинарной кривизной [23].

VacFlo (Scott Bader) — VARTM процесс, при котором пропитка наполнителя осуществляется на оснастке, состоящей из двух относительно жестких половин, имеющих двойной герметизирующий профиль. Полный вакуум (~0,1 МПа), подводимый между герметизирующими профилями, надежно удерживает половины оснастки. Частичный вакуум (~0,05 МПа), подводимый в центральной точке оснастки, создает перепад давления с источником связующего, пропитывающий сухой наполнитель в зазоре между частями оснастки. Подвод связующего осуществляется по внутреннему контуру внутреннего герметизирующего профиля [24].

LPRIM (Low Pressure Resin Infusion Molding, Le Comte) – разновидность VARTM метода для изготовления тонкостенных оболочек. Для снижения скорости пропитки используются транспортные каналы, образованные на продольных и поперечных рифтах, выполненных из пенопласта. Точки подвода связующего расположены на продольных рифтах [25].

FFC (Flow Flooding Chamber, University of Delaware) – разновидность VARTM метода, в котором над вакуумным мешком с расположенным под ним на оснастке сухим наполнителем герметично устанавливается жесткая полость, целиком перекрывающая вакуумный мешок. При подключении полости к частичному вакууму, снижающему перепад давления на вакуумном мешке, наполнитель увеличивает свою толщину и проницаемость для связующего. После прохождения фронта последнего давление под вакуумным мешком увеличивается, выдувая вакуумный мешок и создавая между наполнителем и мешком канал распространения связующего. После пропитки наполнителя жесткая

88

полость соединяется с атмосферой, создавая повышенное давление на наполнитель со стороны вакуумного мешка. Избыточное давление опрессовывает пропитанный наполнитель и выдавливает избыток связующего. Данный метод позволяет существенно увеличить проницаемость наполнителя без применения транспортных каналов в виде поверхностных сеток или трубок, что снижает технологические расходы материалов и время на подготовку к пропитке [26].

Vacuum Induced Preform Relaxation (VIPR, University of Delaware) - вариант FFC метода, в котором герметичная полость устанавливается над частью вакуумного мешка, обычно в средней части. В начальный момент пропитки скорость фронта связующего высокая и не возникает необходимости ее ускорять в связи с вероятностью непропитки внутри плотных нитей. По мере продвижения фронта связующего его скорость падает, в связи с чем в средней части наполнителя целесообразно использовать FFC полость. После отключения вакуума под полостью атмосферное давление выдавливает связующее в непропитанную область, завершая процесс пропитки [27].

CP VARTM (Constant Pressure Infusion Process, Cytec) – в данном методе связующее находится в герметичном тонкостенном резервуаре (например из пленки), который располагается под вакуумным мешком и соединяется трубкой с наполнителем со стороны подачи. На противоположной стороне подсоединена трубка вакуумирования. Перепад давления между полостью вакуумного мешка и атмосферой сжимает резервуар со связующим и обеспечивает продвижение связующего из резервуара к наполнителю при его пропитке. По мнению авторов метода, такая схема подачи связующего снижает градиенты давления по поверхности наполнителя и повышает стабильность и повторяемость результатов пропитки [28].

KVASI, VASI (Vacuum-Assisted Sandwich Infusion, Kockum) – VARTM процесс изготовления трехслойных панелей с пенопластовым заполнителем. На поверхности заполнителя выполняется сетка канавок, выступающих в роли транспортных каналов, на пересечении которых выполнены отверстия, соединяющие верхние и нижние каналы. Подача связующего проводится к наполнителю на нижней, обращенной к оснастке, стороне трехслойной панели, а вакуумирование осуществляется на верхней стороне. По заявлению фирмы Kockum данным методом изготовлены панели площадью 65 м2 при объемном содержании наполнителя в пластике на уровне 60% и пористости не более 1% [29].

VIMP (Vacuum Infusion Molding Process) – вариант названия VARTM метода с использованием транспортных каналов поверхностного типа и канавок на легком заполнителе, как и в SCRIMP методах [30].

VIMP (Variable Infusion Molding Process, S&M Composites) – VARTM метод, в котором используется двухсторонняя жесткая или

89

полужесткая оснастка, а связующее подается внутрь пакета сухого наполнителя, содержащего слой с высокой проницаемостью, играющий роль двумерного интегрального транспортного канала, эффективно проводящего связующее. Подведение связующего к внутреннему слою или нескольким слоям осуществляется по нормали к направлению наполнителя через трубки подачи в оснастке и отверстия в слоях наполнителя [31].

HyPerVARTM (High Performance VARTM, V System Composites) – VARTM процесс, в котором для ускорения пропитки сухого наполнителя применяются поверхностные транспортные каналы в виде нетканого материала или каналов на заполнителе. Для обеспечения надежной пропитки зон с увеличенной толщиной сухого наполнителя применяются дополнительные слои поверхностных транспортных каналов двух типов: первые обладают способностью аккумулировать связующее, необходимое для пропитки наполнителя увеличенной толщины на всю толщину, а вторые слои увеличивают проницаемость указанной зоны, что компенсирует снижение скорости фронта пропитки, возникающего вследствие повышения расхода связующего. Комбинированное применение обычных транспортных каналов с разным количеством аккумулирующих слоев устраняет зоны непропитанного наполнителя для сложных вариантов армирования [32].

HyPerRTM (High Performance RTM, V System Composites) — метод, объединяющий достоинства HyPerVARTM и классического RTM методов. Оснастка содержит транспортные каналы и изготовлена методом HyPerVARTM [33].

VERITy (Vacuum Enhanced Resin Infusion Technology, National Aerospace Laboratories, Bangalore, India) - VARTM метод с использованием однонаправленного углеродного сухого наполнителя и подогрева связующего и оснастки до 45…50°С [34].

MVI (Modified Vacuum Infusion, Airbus) – VARTM процесс с применением поверхностного транспортного канала, в котором трубка вакуумирования располагается в отдельной полости, соединяемой с основной полостью сухого наполнителя посредством жертвенного слоя, непроницаемого для связующего. Метод позволяет снизить расход связующего и технологических материалов (трубки вакуумирования остаются чистыми) [35].

Выводы

1.Методы вакуумной пропитки обладают следующими достоинст-вами по сравнению с методами пропитки под давлением:

- позволяют существенно снизить требования к оснастке и ее стоимость;

- позволяют изготовить конструкции больших габаритов; - упрощен визуальный контроль пропитки наполнителя.

90

2. Недостатки, ограничивающие применение методов вакуумной пропитки в аэрокосмической промышленности:

- недостаточные теплопрочностные свойства существующих низковязких связующих, параметры трещиностойкости и вязкости раз-рушения;

- неоднородность объемной доли волокна по изделию, порис-тость;

- высокие требования к герметичности вакуумного мешка. 3. Основные направления развития указанных методов:

- автоматизация этапов технологического процесса; - сокращение времени пропитки и отверждения связующего; - повышение повторяемости и качества пропитки, разработка и

внедрение методов контроля качества; - сокращение расхода вспомогательных технологических мате-

риалов; - создание крупногабаритных, интегральных агрегатов со

сложной неоднородной структурой за один технологических цикл.


1. Patent № 4,622,091 (US), Int. Cl.4 B32B 31/20. Resin film infusion process and apparatus/Leslie E. Letterman; The Boeing Comp. – Appl. No.: 676,427; Filed: Nov. 29, 1984; Date of Patent: Nov. 11, 1986.

2. Composite materials handbook. In 5 volumes./US Army Research Laboratory Weapons & Materials Research Directorate. - Ford Belvoir, 2002. - Volume 3 of 5: Polymer matrix composites materials usage, design, and analysis. – 693 p.

3. P. Wang & ors. Characterization of Liquid Resin Infusion (LRI) filling by fringe pattern projection and in situ thermocouples /Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, Volume 41, Issue 4, January 2010, Pages 36-44.

4. www.composite.about.com/library/PR/2001/blhexcel3.htm. 5. Patent № 5,322,665 (US), Int. Cl5. B29С 67/14. Disposable self

contained cartridge or resin transfer molding and resin transfer molding method/Edward Bernardon, Michael F. Foley; The Charles Stark Draper Laboratories, Inc.– Appl. No.: 912,840; Filed: Jul. 13, 1992; Date of Patent: Jun. 21, 1994.

6. Patent № 5,281,388 (US), Int. Cl.3 B29D 3/02. Resin impregnation process for producing a resin-fiber composite/Raymond J. Palmer, William E. Moore; McDonnell Douglas Corp. – Appl. No.: 854,858; Filed: Mar. 20 1992; Date of Patent: Jan. 25, 1994.

7. Patent № 4,942,013 (US), Int. Cl.5 B29С 43/12. Vacuum resin impregnation process/Raymond J. Palmer, Gerard R. Bonnar, William E. Moore; McDonnell Douglas Corp. – Appl. No.: 329,029; Filed: Mar. 27, 1989; Date of Patent: Jul. 17, 1990.

91

8. Patent № 4,902,215 (US), Int. Cl.4 B29С 43/02. Plastic transfer molding techniques for the production of fiber reinforced plastic structures/William H. Seemann. – Appl. No.: 333,747; Filed: Mar. 30, 1989; Date of Patent: Feb. 20, 1990.

9. Patent № 5,052,906 (US), Int. Cl.5 B29С 43/02. Plastic transfer molding apparatus for the production of fiber reinforced plastic structures/William H. Seemann; Seemann Composite System, Inc. – Appl. No.: 453,824; Filed: Dec. 21, 1989; Date of Patent: Oct. 1, 1991.

10. Patent № 7,334,782 B2 (US), Int. Cl. B29С 45/14. Controlled atmospheric pressure resin infusion process/Jack A. Woods, Andrew E. Modin & ors; The Boeing Comp. – Appl. No.: 10/485,725; Filed: May. 28, 2003; Date of Patent: Feb. 26, 2008.

11. Patent № 7,413,694 B2 (US), Int. Cl. B29С 45/02. Double bag vacuum infusion process/John C. Waldrop, Bruce Harshman & ors; The Boeing Comp. – Appl. No.: 09/731,945; Filed: Dec. 7, 2000; Date of Patent: Aug. 19, 2008.

12. Shawn M. Walsh, Bruse K. Fink. Achieving low cost composite processes through intelligent design and control. U.S. Army Research Laboratory//SM1.- P.1-12.

13. Patent № 5,665,301 (US), Int. Cl.6 B29C 70/44. Apparatus and method for forming fiber reinforced composite articles/John Sulo Matias Alanko; Arctek Inc. – Appl. No.: 500,590; Filed: Jul. 11, 1995; Date of Patent: Sep. 9, 1997.

14. www.polyworx.com/pwx/cvi. 15. Mel H. Schwartz. Innovations in materials manufacturing,

fabrication, and environmental safety – CRC Presse, 2010. – 814 p. 16. Presented of Composites`97 Manufacturing & Tooling Conference

Advisory Committee Liquid molding Session: Emerging Low Cost Manufacturing Process for UV Cure Resins. Jan. 21, 1997.

17. L. Joubaud, F. Trochu, J. Le Corvec, «Simulation of the Manufacturing of an Ambulance Roof by Vacuum Assisted Resin Infusion (VARI)», Composites 2002 Convention and Trade Show, Composites Fabricators Association, (2002).

18. Patent № 01/68353 A1 (WO), Int. Cl.7 B29C 70/44. Method and device for producing fibre-reinforced components an injection method/J. Filsinger, T. Lorenz & ors. – Filed: 17.03.2000; Date of Patent: 20.09.2001.

19. A.F. Johnson, M.W.R. Brown, P.D. Coates. Reactive processing of polimers – ISmithers Rapra Publishing, 1994. – 136 p.

20. www.henleycraft.co.uk/VacGRP/Vac%20GRP.htm. 21. Sorencen E. Sorencen’s guide to powerboats: how to evaluate

design, construction, and performance/International Marine/Ragged Mountain Press, 2007. – 497 p.

22. Patent № 7,597,760 (US), Int. Cl.3 B05B 15/02. Apparatus and method for making preforms in mold/Scott A. Lammers, Johathan W. Schacher, Christian S. Anderson, Steve H. Olson; Brunswick Corp. – Appl.

92

No.: 391,25; Filed: Mar. 29, 2006; Date of Patent: Oct. 6, 2009. 23. Patent № 2007/0278718 A1 (US), Int. Cl. B29С 41/00. Resin

infusion between double flexible tooling system/Okenwa O.I. Okoli, Alvin Paul Lim – Appl. No.: 11/789,805; Filed: Apr. 25, 2007; Pub. Date: Dec. 6, 2007.

24. Scott Bader. Crystic Composites Handbook. - Scott Bader Company Ltd, Second edition, 2005.

25. Patent № 5,096,651 (US), Int. Cl5. B29С 43/20. Method for manufacturing an object of synthetic resin/Adolf le Comte.– Appl. No.: 527,450; Filed: May 23, 1990; Date of Patent: Mar. 17, 1992.

26. Patent № 2007/040797 A2 (WO), Int. Cl. B29С 70/00. Vacuum assisted resin transfer molding techniques with flow flooding chamber/N. Vernin & ors; University of Delaware – Filing Date: 01.08.2006; Publ. Date: 12.04.2007.

27. Patent № 2010/0072677 A1 (US), Int. Cl. B29С 45/16. Apparatus and method for perform relaxation and flow control in liquid composite molding processes/Justin B. Alms, James L. Glancey, Suresh G. Advani; University of Delaware – Appl. No.: 12/541,004; Filed: Aug. 13, 2009; Date of Patent: Mar. 25, 2010.

28. Patent № 2010/059514 A2 (WO), Int. Cl. B32B 5/22. Constant pressure infusion process for resin transfer molding/M.D. Smith, V. Doyle; Cytec Technology Corp. – Filing Date: 13.11.2009; Publ. Date: 27.05.2010.

29. Sara Black. Fighting ships augment combat readiness with advanced composites//High Performance Composites. – September, 2003. – P.30-33.

30. Hammami, B.R. Gebart. Analysis of the Vacuum Infusion Molding Process., Polymer Composites, Vol. 21, No.1, Pages 28-40 (February 2000).

31. Morgan P. Carbon fibers and their composites / Morgan P. – Boca Raton: Taylor & Francis, 2005. – 1153 p. (Materials engineering; vol.27).

32. Patent № 6,964,562 B2 (US), Int. Cl.7 B29С 70/48. High-performance infusion system for VARTM fabrication/Michael Louderback, Daniel Brennan, Raymond Cabales; V System Composites, Inc . – Appl. No.: 10/420,398; Filed: Apr. 22, 2003; Date of Patent: Nov. 15, 2005.

33. Barry Berenger. Liquid Composite Molding Achieves Aerospace Quality//High Performance Composites. – November, 2003. – P.44-49.

34. Srinava V.,Suresh Chand Jangir & ors, «Non-destructive evaluation of co-cured wing for SARAS», Proceeding of the International Conference on Aerospace and Technology, Bangalore, India(2008).

35. Adem Onur Miskbay. Process characterization of composite structures manufactured using resin impregnation techniques: Thesis for the degree of Master of Science in Mechanical Engineering. – Middle East Technical University, 2008. – 123 p.

Поступила в редакцию 23.01.2012. Рецензент: д-р техн. наук, В.И. Постнов, УНТЦ «ВИАМ, РФ, г. Ульяновск.

93

УДК 624.078.43 С.С. Куреннов, канд. техн. наук

КОЛЕБАНИЯ СОСТАВНОЙ БАЛКИ. МОДЕЛЬ ГОЛАНДА–РЕЙССНЕРА

Существует несколько математических моделей односрезного клеевого соединения, позволяющих получить аналитическое решение в замкнутом виде. Исторически первой и наиболее простой является мо-дель Фолькерсена. Более строгая постановка задачи дается в известной работе Голанда и Рейсснера [1]. Харт-Смит обобщил этот подход на вязкоупругое и нелинейно-упругое поведение клеевой прослойки [2]. А.Л. Брушковским и А.И. Макеевым [3] дана вариационная формулиров-ка и получено численно-аналитическое решение задач для соединений с переменными или кусочно-однородными параметрами. Подход Голанда и Рейсснера использован для расчета соединений с трещинами в клее и слоями разной длины [4, 5] (несмотря на название задача ставится в ли-нейной постановке).

Одним из направлений развития теории клеевых соединений яв-ляются динамические задачи. Актуальность этого направления обуслов-лена возникающими в ходе эксплуатации авиационной техники динами-ческими нагрузками и высокими значениями динамических напряжений, которые могут в несколько раз превышать статические [6]. Ряд задач описывает теория составных балок Ржаницына [7], однако условие ра-венства углов поворота сечений несущих слоев существенно ограничи-вает применение этой модели. Поэтому возникает задача обобщения модели Голанда и Рейсснера, в котором учитывались бы силы инерции. Рассмотрим дифференциальный элемент соединения, рис. 1.

Рисунок 1 – Дифференциальный элемент соединения

Считаем, что углы поворота сечений малы, поэтому xwi

i ∂∂

≈ϕ .

Массой клеевой прослойки пренебрегаем ввиду ее относительно малой толщины. Уравнения равновесия элементов слоев имеют вид

1N

2N

11 dNN +

22 dNN +

1Q

2Q

11 dQQ +

22 dQQ + 2M

1M

11 dMM +

22 dMM +

τ

σ

dx

τ x

y

94

1121

21 δρ

∂

∂=τ−

∂∂

t

uxN

; 2222

22 δρ

∂

∂=τ+

∂∂

t

ux

N;

21

2

111

t

wxQ

∂

∂δρ=σ+

∂∂

; 22

2

222

t

wx

Q

∂

∂δρ=σ−

∂∂

; (1)

21

3

11111

2 tx

wJQxM

∂∂

∂ρ=−τ

δ−

∂∂

; 22

3

222222 tx

wJQxM

∂∂

∂ρ=−τ

δ−

∂∂

.

Дифференцируя последние уравнения по x и исключая производ-ные от поперечных сил, получаем

.2

;2

222

4

2222

2

222

22

2

221

4

1121

2

111

21

2

tx

wJt

wxx

M

tx

wJt

wxx

M

∂∂

∂ρ+

∂

∂δρ+σ+

∂τ∂δ

=∂

∂

∂∂

∂ρ+

∂

∂δρ+σ−

∂τ∂δ

=∂

∂

(2)

Касательные напряжения в клее полагаем равномерно распреде-ленными по толщине и пропорциональными разности продольных пере-мещений внутренних сторон соединяемых слоев [1, 4, 5]:

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ δ

−δ

−−=τ dxdw

dxdwuuPc

221121 22

1, (3)

где ix – продольное перемещение точек на нейтральной оси слоёв; cP – податливость соединительного слоя, например, в простейшем случае

1−δ= ccc GP ( cδ и cG соответственно толщина и модуль сдвига соеди-нительного слоя).

В модели Ржаницына [7] полагается, что соединяемые слои могут перемещаться относительно друг друга только в продольном направле-нии. Гипотеза о равномерности напряжений по толщине и линейности физического закона распространена и для вертикальных перемещений (Голланд и Рейсснер [1]). Нормальные напряжения полагаются пропор-циональными разности поперечных перемещений слоев:

( )12 wwK −=σ , (4) где K – коэффициент упругости соединительного слоя (в первом при-

ближении 1−δ= ccEK ).

Приближенные уравнения прогиба балок имеют вид

i

iiDM

x

w−=

∂

∂2

2, (5)

где iD – изгибная (или цилиндрическая) жесткость. Пренебрегая влия-

95

нием на прогиб продольных усилий в слое, упрощаем задачу и избавля-емся от нелинейности в разрешающей системе дифференциальных уравнений.

Дважды дифференцируя (5) и используя уравнения (2) получаем

.2

;2

222

4

2222

2

222

42

4

2

221

4

1121

2

111

41

4

1

txwJ

tw

xdxwdD

txwJ

tw

xxwD

∂∂

∂ρ+

∂

∂δρ−σ−

∂τ∂δ

−=

∂∂

∂ρ+

∂

∂δρ−σ+

∂τ∂δ

−=∂

∂

(6)

Первые два уравнения равновесия (1) можно записать в виде

1

1121

2

1

1Bt

uBx

δρ

∂

∂+

τ=

∂ε∂

; 22

2

2

11

2

2

t

uBBx ∂

∂δρ+

τ−=

∂ε∂

. (7)

где iB - жесткость соединяемых слоев на растяжение-сжатие (для одно-родного слоя iii EB δ= ).

Используя кинематические соотношения ii

xu

ε=∂∂

, уравнения (7)

запишем в виде:

1

1121

2

121

2

Bt

uBx

u δρ

∂

∂+

τ=

∂

∂; 2

22

2

11

222

2

t

uBBx

u

∂

∂δρ+

τ−=

∂

∂. (8)

Заменяя σ в (6) на выражение (4), получаем систему из 5 уравне-ний в частных производных (3), (6) и (8) относительно 5 неизвестных:

2121 ,,,, wwuuτ :

( )

( )

( )

⎪⎪⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪⎪⎪

⎨

⎧

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ δ

−δ

−−=τ

=δρ

∂

∂+

τ−=

∂

∂

=∂∂

∂ρ−

∂

∂δρ+−+

∂τ∂δ

+

=∂∂

∂ρ−

∂

∂δρ+−−

∂τ∂δ

+∂

∂

+

.221

;2,1,1

;02

;02

221121

2

21

2

2

222

4

2222

2

22122

42

4

2

221

4

1121

2

11121

41

4

1

dxdw

dxdwuuP

kBtu

Bxu

txwJ

twwwKxdx

wdD

tx

wJt

wwwKxx

wD

c

k

kkk

k

kk

(9)

Постановка краевой задачи: Рассмотрим в качестве примера

консольную балку длиной L2 . Зададим следующие краевые условия:

96

01 =−= Lxu ; 0211 =∂∂

=∂∂

=∂∂

==−= LxLxLx xu

xu

xu

; (10)

031

3

21

2=

∂

∂=

∂

∂

−=−= LxLx xw

xw

; 022 =

∂∂

=−=

−=Lx

Lx xww ; (11)

022

2

21

2=

∂

∂=

∂

∂

== LxLx x

w

x

w; 03

23

31

3=

∂

∂=

∂

∂

== LxLx x

w

x

w (12)

Приведенные краевые условия соответствуют схеме, показанной на рис. 2.

Рисунок 2 – Краевые условия

Краевые условия выбраны таким образом, чтобы продемонстриро-вать более широкие возможности модели Голанда–Рейсснера по срав-нению с моделью составной балки Ржаницына, подход которого не по-зволяет решить данную задачу ввиду различия в краевых условиях для слоев слева при Lx −= .

Начальные условия имеют вид

itiu ψ==0 ; itiw χ==0 ; it

itu

ψ=∂∂

=0; i

t

it

wχ=

∂∂

=0. (13)

Решение задачи. Из системы (9) можно исключить касательные напряжения τ , в результате чего получим систему 4 дифференциальных уравнений в частных производных относительно продольных и попереч-ных перемещений. Введем вектор переменных ( )Tuuww 2121=V

r

и запишем полученную систему в матричном виде

022

4222

220

00

012

2024

404 =

∂∂

∂+

∂

∂++

∂∂

+∂

∂+

∂

∂

txtxxxVAVAVAVAVAVArr

rrrr

, (14)

где матрицы коэффициентов при частных производных

x0

L L−

97

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅

= 21

04

DPDP

cc

A ;

⎟⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅δ−δδ−

⋅⋅δδ−δ−

=

cc

PBPB

21

2221

2121

02

444

1A ;

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⋅⋅δ−δ−⋅⋅δδδ−δ⋅⋅δ−δ⋅⋅

=

2121

2211

01 2

1A ; ⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

−⋅⋅−⋅⋅

⋅⋅−⋅⋅−

=

1111

00

cccc

KPKPKPKP

A ;

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

δρ−⋅⋅⋅⋅δρ−⋅⋅⋅⋅δρ⋅⋅⋅⋅δρ

=

2211

2211

20 cPA ;

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛

⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅ρ⋅⋅⋅⋅ρ

−= 2211

22

JJ

PcA .

Как и в других задачах о связанных колебаниях, решение системы ищем в виде суперпозиции базисных гармонических колебаний [8], имеющих, например, следующий вид:

( ) txXw ω= sin11 ; ( ) txXw ω= sin22 ; ( ) txXu ω= sin31 ; ( ) txXu ω= sin42 .

Подставляя в полученную систему и сокращая tωsin , получаем

( ) ( ) 020

200

012

222

2024

404 =ω−++ω−+ XAAXAXAAXA

rrrr

dxd

dxd

dxd

, (15)

где вектор ( )TXXXX 4321=Xr

. Решение системы линейных однородных дифференциальных

уравнений (15) ищем в виде xC λ= ehX

rr, где C - произвольная посто-

янная. Записав систему в матричном виде, получим 0=⋅hA

r,

где

( ) ( )20

200

01

222

2202

04

4 AAAAAAA ω−+λ+λω−λ+λ= ;

hr

- собственный вектор матрицы A . Матрица A симметрична, что является следствием принципа вза-

имности Бетти, являющегося общим принципом линейной механики. Приравняв нулю определитель матрицы A , получим дисперсионное со-отношение, связывающее волновые числа λ и частоту ω . Это соотно-шение имеет вид многочлена 12-й степени по λ и 8-й степени по ω (четные степени), что согласуется с 12 краевыми условиями (10)–(12) и четырьмя модами колебаний. Решение системы (14) имеет вид

98

∑=

λ=

12

1i

xii

ieC hXrr

,

где ihr

- собственные векторы матрицы A , соответствующие волновым числам ( )ωλi и частоте ω .

Для поиска собственных частот колебаний ω (и связанных с ними ( )ωλi ) необходимо удовлетворить краевым условиям (10)-(12), что при-

водит к системе из 12 линейных однородных уравнений относительно ( )TCC 121,..,=C

r, а коэффициенты получаемой системы зависят от ω :

0=⋅CBr

. (16) Система имеет нетривиальное решение, если ( ) 0det =ωB . В яв-

ном виде выписать определитель затруднительно, поскольку он имеет 12-й порядок и все его коэффициенты ненулевые. Поэтому целесооб-разно применить численный метод решения данного уравнения. Напри-мер, путем перебора ω найти соответствующие h

r и затем вычислить

значения ( )ωBdet . Расчеты показывают, что на различных интервалах ω данный определитель принимает либо только действительные, либо только мнимые значения, знак которых изменяется. Найдя интервал из-менения знака определителя, для решения уравнения используем ме-тод секущих. Получаем счетное множество собственных частот колеба-ний iω и соответствующих им собственных функций. Следовательно, общее решение системы (14) можем представить в виде

tRtS jjj

jjjj

j ω+ω= ∑∑∞

=

∞

=cossin

11XXVrrr

,

где jS и jR – коэффициенты, определяемые из начальных условий; jXr

– вектор собственных функций, который имеет вид

∑=

λ=

12

1

,

i

xijijj

jieq hXrr

.

Здесь ijq – i -я компонента собственного вектора матрицы B (16), соот-

ветствующего собственной частоте jω ; ijhr

– собственный вектор мат-

рицы A , соответствующий волновым числам ji,λ , где 12,...,1=i - номер

корня дисперсионного соотношения, соответствующего частоте jω . В явном виде перемещения имеют вид

99

( )( ) ( )( )

( )( ) ( )( )∑∑

∑∑

∞

=

+∞

=

+

∞

=

∞

=

ω+ω=

ω+ω=

1

2

1

2

11

,cossin

;cossin

jj

kjj

jj

kjjk

jj

kjj

jj

kjjk

txXRtxXSu

txXRtxXSw (17)

где ( )( ) ( )∑

=

λ=

12

1

,

i

xkijij

kj

jiehqxX , соответственно ( )nijh – n -я компонента

вектора ijhr

; 2,1=k . Удовлетворение начальным условиям. Чтобы удовлетворить

начальным условиям (13) минимизируем среднеквадратическое откло-нение перемещений (17) от (13), т.е. используем свойство ряда Фурье

( ) ( )∫ ∑ ∑∑ ∑− =

∞

=

+

=

∞

=+

⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢

⎣

⎡

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ψ−+⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛χ−=

L

L kk

j

kjj

kk

j

kjj dxXRXRF

2

1

2

1

22

1

2

1

( )( ) ( )( ) min2

1

222

1

2→⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡ψ−ω+χ−ω+ ∫ ∑∑

− =

+

=

L

L kk

kjjj

kk

kjjj dxXSXS .

Условие минимума имеет вид 0=∂∂

iRF

, 0=∂∂

iSF

. Ограничивая

суммирование до бесконечности некоторым индексом N , получаем сис-тему линейных уравнений относительно неизвестных коэффициентов:

( ) ( )( ) ( ) ( )( )( ) ( )( ) ( ) ( )( )

.,...,1

,

;

2

1

2

1

4

1

2

1

2

1

4

1

Ni

dxXXdxXXS

dxXXdxXXR

L

L kk

kik

ki

L

L

N

j kj

ki

kjj

L

L kk

kik

ki

L

L

N

j k

ki

kjj

=

⎪⎪

⎩

⎪⎪

⎨

⎧

ψ+χ=ω

ψ+χ=

∫ ∑∫ ∑ ∑

∫ ∑∫ ∑ ∑

− =

+

− = =

− =

+

− = =

(18)

Собственные функции не ортогональны и поэтому матрица систе-мы (18) не имеет нулевых элементов. Интегралы, определяющие коэф-фициенты системы, без труда вычисляются аналитически. Расчет же правых частей системы сопряжен с громоздкими вычислениями и по-этому их целесообразнее находить, применяя численные методы.

Модельная задача. Рассмотрим составную балку длиной 40 мм ( 02,0=L м); 221 =δ=δ мм; 701 =E ГПа; 402 =E ГПа; 3,0=δc мм;

40001 =ρ кг/м3; 20002 =ρ кг/м3; 64,1=cG ГПа; 44,4=cE ГПа. При

этом полагаем слои однородными по толщине, т.е. 12/3iii ED δ= ,

100

ccEK δ= / . В качестве начальных условий в модельной задаче выберем по-

ложение ( ) 02 0, Δ=Lw , где 0Δ - некоторое перемещение, 0=χ=ψ ii . Т.е. свободный конец был перемещен на 0Δ и из этого положения от-пущен. Скорости в начальный момент нулевые. Чтобы найти соответст-вующие перемещения слоев ii χψ , , необходимо решить стационарную задачу нахождения НДС соединения в рамках модели Голанда–Рейсснера. Этой задаче посвящено значительное число статей, напри-мер [4; 5], поэтому подробно останавливаться на решении данной зада-чи не будем. Назначим начальное перемещение 10 =Δ мм.

Поскольку начальные скорости нулевые, то из (18) следует, что 0=iS , т.е. перемещения раскладываются в ряд по косинусам tjω .

Стержень совершает связанные продольно-поперечные колебания. При этом касательные напряжения в клее (3) обусловлены как продольными

ku , так и поперечными kw перемещениями слоев. Максимальные каса-тельные τ и нормальные σ напряжения в клее будут в окрестности же-сткой заделки при Lx −= . Покажем их на одном графике (рис. 3).

Рисунок 3 – Напряжения в клее в заделке

Выводы

В работе решена задача о свободных колебаниях составной балки по модели Голанда–Рейснера. Данная модель является развитием мо-дели Ржаницына [7] и в дальнейшем может быть использована для ре-шения широкого круга задач динамики соединений. Возможны следую-

101

щие направления развития модели: - учет диссипации энергии в клее и соединяемых деталях; - учет массы клея; - решение задач для соединений, имеющих слои разной длины; - решение задач для соединений, состоящих из большего числа

слоев (например, в комбинации с моделью Ржаницына [7], если некото-рые слои имеют одинаковые краевые условия);

- исследование напряженного состояния соединений при про-дольном и поперечном ударах, осциллирующей нагрузке и т.д.

Кроме того, представляются целесообразными решение системы (9) с помощью численных методов, например дифференциально-разностного, и исследование динамических напряжений в соединениях с переменными параметрами.


1. Goland, M. The stresses in Cemented Joints [Текст] / M. Goland, E. Reissner // J. App. Mech., Vol. 11, 1944, A11-A27.

2. Hart-Smith, L.J. “Adhesive-Bonded Single-Lap Joints”, / Douglas Aircraft Co., NASA Langley Report CR 112236, 1973.

3. Макеев, А.И. Соединения тонкостенных элементов с перемен-ными параметрами [Текст] / А.И. Макеев, А.Л. Брушковский // Прочность конструкций летательных аппаратов.- Х.: ХАИ, 1973. - С.124 - 134.

4. Tong L. Fully-coupled nonlinear analysis of single lap adhesive joints [Текст] / Q. Luo, L. Tong // International Journal of Solids and Structures, Vol. 44, 2007, pp. 2349-2370.

5. L.F.M. Da Silva (Ed) Modeling of Adhesively Bonded Joints [Текст] / Springer, 2008. – 335 p.

6. Курєннов, С.С. Напружений стан клейового з’єднання при поздо-вжньому пружному ударі зосередженої маси [Текст] / C.C. Курєннов // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных ап-паратов: cб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та «ХАИ» – Вып.3 (67). Х., 2011. – С. 98–105.

7. Ржаницын, А.Р. Составные стержни и пластины [Текст] / А.Р. Ржаницын. – М.: Стройиздат, 1986. – 316 с.

8. Власов, В.З. Тонкостенные упругие стержни [Текст] / В.З. Власов М.: Физматгиз, 1959. - 574 с.

Поступила в редакцию 24.02.2012. Рецензент: д-р физ.-мат. наук, проф. А. Г. Николаев, Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского «ХАИ», Харьков

102

УДК 621.865.6 А.А. Андреев, д-р техн. наук, Г.И. Костюк, д-р техн. наук, Н.А. Минаев

ИССЛЕДОВНИЕ КОРРОЗИОННОЙ СТОЙКОСТИ КОМБИНИРОВАННОГО ПОКРЫТИЯ TiO-N/TiN-Ti

В изделиях авиационной техники практически на все металличе-

ские детали и узлы наносятся те или иные покрытия в целях защиты их от коррозии, действия высоких температур и придания требуемого деко-ративного вида. Применяют такие виды покритий как лакокрасочные по-крытия, гальванические и металлизацилонные покрытия, а также комби-нированные нанопокрытия. Учитывая жёсткие условия эксплуатации, для обеспечения максимальной адгезии лакокрасочных слоев широко используются в качестве предварительного подслоя анодно-оксидные и химические конверсионные покрытия. Гальванические покрытия получи-ли в авиастроении большое распространение для защиты и придания специальных свойств поверхностям стальных деталей. Кадмирование и цинкование применяются для защиты деталей, работающих при сред-ний температураx (до 300°С). Эти виды покрытий являются эффектив-ным средством предотвращения контактной коррозии при соединении деталей из разнородных металлов.

Наряду с гальваническими и металлизационными покрытиями в авиастроении получили распространение и другие виды металлических покрытий. Для повышения жаростойкости жаропрочных материалов, ис-пользуемых в авиационных двигателях при температураx выше 1000°С, применяются такие методы формирования покрытий, как электронно-лучевое напыление, термодиффузионная обработка и некоторые другие Использование покрытий в производстве летательных аппаратах, рабо-тающих в условиях высокой влажности при низких и высоких температу-рах, требует высокой износостойкости.

Результаты этих исследований обобщены в монографиях [1, 5], что позволяет проанализировать возможности технологий нанесения покры-тий и упрочнения. Все это свидетельствует об актуальности проводимых исследований. Анализ показал, что необходимым комплексом свойств не обладает ни одно из ранее исследованных покрытий и упрочнений.

Как показали наши исследования [1-7], монопокрытия позволяют повысить износостойкость в 2,5-3,5 раза, а многослойные покрытия мо-гут существенно увеличить работоспособность покрытий в несколько раз, особенно при динамическом действии нагрузок (ударные нагрузки, прерывистое резание и т.п.). Видно, что для повышения износостойкости необходимо повысить микротвердость поверхностного слоя и в то же время иметь демпфирующий слой для релаксации напряжений и оста-новки роста трещины под влиянием упругих и термоупругих напряжений.

103

Поэтому в качестве поверхностного слоя используют покрытия TiO-N. Оксинитриды титана обладают высокой твердостью, антикорро-зионными свойствами, биологической индифферентностью, совмести-мостью с тканями человека [8]. Однако покрытия TiO-N обладают боль-шей хрупкостью, чем нитриды титана, и поэтому самостоятельно для увеличения износостойкости изделий не применяются. По этой же при-чине их можно применять в виде слоев толщиной не более одного мик-рона, что и делает большинство исследователей, а вторым слоем был слой TiN-Ti, который применяют для уменьшения разупрочняющего воз-действия покрытия на подложку (т.е. для снижения сжимающих напря-жений в покрытии) и увеличения усталостной прочности изделий с по-крытиями. Обычно используют многослойные структуры TiN-Ti [9]. В ча-стности, нанесение покрытий TiN-Ti на поршневые кольца двигателя внутреннего сгорания увеличило срок их службы в три раза по сравне-нию с кольцами без покрытий и в 1,7 раза по сравнению с кольцами, по-крытыми гальваническим хромом. При этом износ цилиндров уменьшил-ся на 30 % [10]. Такие многослойные конструкции также увеличивают коррозионное сопротивление покрытия, так как препятствуют росту в нём сквозных столбчатых зёрен, облегчающих создание сквозных пор.

Путем введения промежуточных слоев титана и получения, таким образом, многослойной системы TiN-Ti можно повысить уровень пласти-ческой деформации и в связи с более низким модулем упругости Ti по сравнению с TiN затормозить развитие трещин в таком слоистом покры-тии. Следовательно, многослойные TiN-Ti покрытия проявляют повы-шенное сопротивление разрушению при механическом нагружении и улучшенные антикоррозионные свойства по сравнению с однослойными (монофазными) TiN покрытиями[9].

Приборы и методы исследования Многослойные покрытия TiN-Ti были осаждены в установке «Булат-

6» по схеме, показанной на рис.1. Вакуумная камера была снабжена системой автоматического под-

держания давления азота 2 и двумя испарителями. Оба испарителя 1 и 2 содержали в качестве испаряемого материала титан ВТ1-0. На пово-ротном устройстве камеры размещали подложкодержатель 4 в виде пластины из нержавеющей стали размером 200х200 мм. В центре под-ложкодержателя размещали подложки 3. В установке имеется источник постоянного напряжения 9, величина отрицательного постоянного на-пряжения, подаваемого на подложку, может регулироваться в пределах 200…1000 В.

Система автоматического поддержания давления газа в вакуумной камере на заданном уровне и источники питания дуги 5 и 6 в испарите-лях связаны с блоком управления нанесением многослойных покры-тий 7.

104

Рисунок 1 – Схема нанесения многослойных покрытий TiN-Ti:

1, 2 – вакуумно-дуговые испарители; 2, 3 – подложка; 4 – подложкодержатель, 5 – источник питания вакуумно-дугового

испарителя; 1, 6 – источник питания вакуумно-дугового испарителя; 2, 7 – блок управления работой вакуумно-дуговых испарителей и натекателя; 8 – натекатель; 9 – источник питания подложки

Полированные подложки 3 из нержавеющей стали Х18Н9Т с раз-мерами 18х19х2 мм и медной фольги толщиной 0,2 мм предварительно промывали щелочным раствором в ультразвуковой ванне, затем дис-тиллированной водой и потом протирали белой бязью, смоченной неф-расом С2-80/120. Затем подложки были размещены в вакуумной камере на вертикально расположенном подложкодержателе на расстоянии от среза испарителя 250 мм.

После откачивания вакуумной камеры до давления 1·10-3 Па на подложки подавали отрицательный потенциал 1000 В и при токе дуги 90 А проводили очистку и активацию их поверхности бомбардировкой ионами титана в течение 3…4 мин. Затем в камеру напускали азот, на подложки подавали отрицательный потенциал смещения величиной 2150 В. Ток дугового разряда в испарителе составлял 110 А. При осаж-дении слоя TiN давление азота составляло 0,66 Па. Во время осаждения титанового слоя подачу азота в камеру прекращали, одновременно включали испаритель 2, который выполнял роль дополнительного гет-терного насоса, обеспечивающего быструю откачку остаточных газов (рис. 2)

Это способствовало минимизации ширины границы между слоями TiN и Ti. Давление остаточных газов устанавливали на уровне 1·10-3 Па. Толщина слоя TiN составляла 300 нм, толщину слоя Ti изменяли в пре-делах – 30…200 нм.

105

Число слоев при разной их толщине подбирали таким образом, чтобы суммарная толщина покрытия составляла около 6 мкм.

Фазовый состав и структурное состояние исследовали методом рентгеновской дифракции на дифрактометре ДРОН-3М в излучении Cu-Kα. Съемку дифракционного спектра для фазового анализа проводили в схеме 0-20 сканирования с фокусировкой по Брегу-Брентано [10] в ин-тервале углов от 25…90 град. Съемку осуществляли в поточечном ре-жиме с шагом сканирования Δ(2θ) = 0,05…0,2 град и длительностью на-копления импульсов в каждой точке 20…40 с. Для расшифровки ди-фрактограмм использовали базу дифракционных данных JCPDS. Раз-мер кристаллитов определяли по уширению первых дифракционных ли-ний (для наименьшего влияния микродеформации) из соотношения Се-лякова-Шеррера [13].

. Рисунок 2 – Диаграмма работы испарителей и натекателя

Морфологию поверхности, а также микрофрактографии покрытий, подвергнутых разрушению изгибом, исследовали на растровом элек-тронном микроскопе JEOL JSM-840.

Измерение твердости осуществляли с помощью микротвердомера ПМТ-3.

Исследование адгезионной прочности, стойкости к царапанию и определение механизма разрушения проводили с помощью скретч-тестера REVETEST (CSM Instruments). Царапины наносились на поверх-ность алмазным сферическим индентором типа «Роквелл С» с радиусом закругления 200 мкм при непрерывно нарастающей нагрузке, при этом регистрировали физические параметры: акустической эмиссии, коэффи-циента трения и глубины проникновения индентора.

След деформирования алмазным индентором покрытия Ti-O-N/TiN-Ti показан на рис. 3.

Испытания проводили при следующих условиях: нагрузка на ин-дентор нарастала от 0,9 до 70 Н , скорость – 1 мм/мин, длина царапины

106

составила 5 мм, скорость нагружения 6,91 Н/мин, акустическая эмиссия – 9.

Рисунок 3- Фотоснимок поверхности покрытия после воздействия

алмазного скретч-тестера при нагрузке 70 Н

Для получения достоверных данных проведено нанесение двух царапин на каждый образец. Фиксировали следующие основные крити-ческие нагрузки по измененю кривых зависимости коэффициента трения и акустической эмиссии от нагрузки скрайбирования: LC1 – обозначает момент появления когезионного разрушения покрытия; LC2 – характери-зует пластичное истирание покрытия (адгезионное разрушение). Момент адгезионного или когезионного разрушения покрытия фиксировали по-сле испытаний визуально с помощью оптического микроскопа, оборудо-ванного цифровой камерой, а также по изменению акустической эмис-сии.

В результате испытаний определяли минимальную (критическую) нагрузку LC, вызывающую разрушение покрытия. Совокупность различ-ных параметров, регистрируемых в процессе испытаний, повышает дос-товерность методики и точность определения критической нагрузки.

Регистрация различных параметров в процессе тестирования по-зволила зафиксировать этапы разрушения покрытий. На рис. 3 показана фотография царапин покрытия Ti-O-N/TiN-Ti.

Анализ царапин покрытия свидетельствует о том, что при нагрузке Н (рис. 3) происходит появление трещин и сколов. Это подтверждается ростом амплитуды акустической эмиссии.

Следует отметить, что не все регистрируемые события, связанные с разрушением покрытия, описывают адгезию покрытия в подложке. Так,

107

LC1 – локальное отслаивание участков покрытия, LC2 – пластичное исти-рание покрытия до подложки, потеря адгезионной прочности.

Процесс разрушения покрытий при царапании алмазным инденто-ром можно разделить на несколько стадий. В начале процесса происхо-дит монотонное проникновение индентора в покрытие.

При проникновении индентора в покрытие наблюдается сопротив-ление его проникновению индентора, изменяется коэффициент трения и амплитуда сигнала акустической эмиссии.

В дальнейшем с увеличением нагрузки наблюдается появление сколов покрытий.

Коррозионные свойства комбинированных покрытий Ti-O-N/TiN-Ti

Испытания на коррозионную стойкость модифицированных покры-тий проводили с помощью электрохимического оборудования.

Электрохимические методы давно и плодотворно применяют для изучения коррозии металлов. В основу механизма коррозии положены электрохимические процессы, которые отличается от химических тем, что окислительная и восстановительная стадии химического превраще-ния происходят не в едином акте, а протекают раздельно с участием ме-таллической поверхности, которая или принимает (окисление), или от-дает (восстановление) электроны реагирующим частицами. Вследствие этой особенности окислительная и восстановительная стадии химиче-ского превращения протекают по электрохимическому механизму и представляют собой самостоятельные электродные реакции, но их ско-рости не зависят от концентрации реагирующих компонентов, а также от величины заряда металлической поверхности, или, точнее, от скачка по-тенциала на границе металла с раствором электролита. Эти зависимо-сти различны: в то время как скорость окислительной (анодной) реакции увеличивается с ростом потенциала, скорость восстановительной (ка-тодной) реакции уменьшается. Выражения для скоростей катодной и анодной реакции имеет такой вид:

Iк =К1Сок ехр ( – αn Fφ / RT) (1) Ia = К2Свос ехр ( – βnFφ / RT) (2)

где: К1, К2 − константы; Сок – концентрация окислительной компоненты; Свос – концентрация восстановительной компоненты; n – число электронов, участвующих в процессе; F − постоянная Фарадея, равная 96485,34 Кл/моль; φ − электродный потенциал;

108

α, β – числа переноса, которые при условии, что переносчиком зарядов в противоположных направлениях является одна и та же частица, удовле-творяют условию:

α + β =1. Из уравнений (1) и (2) следует, что между потенциалом и лога-

рифмом скорости электродной реакции существует линейная зависи-мость, известная в электрохимии как соотношение Тафеля.

Электрохимическая реакция записывается уравнением Тафеля: ( )( ) β/303,2

00EEeII −⋅= (3)

где: I − ток, следующий из реакции; I0 − константа реакции, называемая обменным током; E − потенциал электрода; E0 − потенциал равновесного состояния (константа для данной реакции); β − коэффициент реакции (константа для данной реакции).

Уравнение Тафеля описывает поведение одной изолированной реакции. Уравнения Тафеля для анодной и катодной реакции в системе коррозии могут быть объединены, чтобы получить уравнение Батлера-Фольмера, приведенное ниже:

( )( ) ( )( )( )ccorracorr EEEEcorr eeII ββ /303,2/303,2 −−− −⋅= , (4)

где: I − взвешенный ток ячейки в амперах; Icorr − ток коррозии в амперах; Ecorr − потенциал коррозии в вольтах; ßа бета − коэффициент анодной реакции; ßс бета − катодный коэффициент реакции. Характерное для рассматриваемой системы соотношение между скоро-стями электродных реакций (выраженных в единицах плотности элек-трического тока) и внешним током графически представлено на рис. 4. Эту зависимость I от E как правило называют кривой Тафеля (или поля-ризационными кривыми). Скорость коррозии можно определить из следующего выражения:

CR = Iкор K EW / d A, (5) где: CR − скорость коррозии, единицы измерения ее даются выбором K; Iкор − ток коррозии в амперах; K − константа, которая определяет единицы измерения скорости корро-зии; EW − эквивалентный вес в г/эквивалент,

d − плотность в г/см³, А − площадь образца в см². Эквивалентный вес можно вычислить по формуле:

EW = AW/n, (6)

109

где: AW − атомный вес разновидностей; n – количество электронов, переданных в молекулу или атом.

Рисунок 4 – Схема поляризационных кривых

Для сложных сплавов, которые подвергаются однородному рас-творению, эквивалентный вес является взвешенным средним числом эквивалентных весов компонентов сплава. Доля моля, не массовая до-ля, используется как фактор надбавки. Если растворение неоднородно, для измерения продуктов коррозии необходимо вычислить EW.

Коррозионные испытания покрытия проводили с помощью элек-трохимического оборудования. Для проведения коррозионных исследо-ваний использовалась фундаментальная электрохимическая система, включающая в себя: PCI 4/300 - потенциостат/гальваностат ZRA, элек-трохимическое программное обеспечение DC 105 и коррозионную ячей-ку. Испытания образцов проводились в 2% водном растворе NaCl при Т =18°C. При проведении коррозионных исследований определены ско-рость коррозии, коррозионные потенциалы, токи и коэффициенты Та-феля экспериментальных образцов и их покрытий. Все потенциалы представлены относительно насыщенного каломельного электрода сравнения. В процессе исследований на образцах осуществлялось ска-нирование поверхности, позволяющее прогнозировать общие коррози-онные свойства материала и его сопротивление внешнему воздействию в условиях агрессивной среды.

На рис. 5 представлена экспериментальная кривая Тафеля корро-зийных испытаний для образца с наноструктурированным композитным покрытием Ti-O-N/TiN-Ti, а в табл. 1 − результаты коррозионных испыта-ний.

110

Рисунок 5 – Поляризационные кривые Тафеля образца Ti-O-N/TiN-Ti

Таблица 1 Результаты тестов образца Ti-O-N/TiN-Ti на стойкость

к коррозии в 2 % водном растворе NaCl

Параметр Значение ßа 250,9 × 10-3 В/десятилетие ßс 632,1 × 10-3 В/десятилетие Iкор. 1,880 мкА Eкор. -87,60 мВ

CR (скорость коррозии) 6,883 мкг/год В системе коррозии мы имеем две противостоящих реакции. Учи-

тывая неодинаковую зависимость от потенциала анодной и катодной реакции, можно всегда подобрать такую область потенциалов, где прак-тически протекает одна из них. В этом случае подвод электронов к ме-таллу или отвод от него должен осуществляться за счет внешнего тока, величина которого может служить мерой скорости соответствующей ре-акции. При этом условии зависимость внешнего тока от потенциала, со-става раствора, температуры, условий перемешивания и других факто-ров фактически определяет соответствующую зависимость и для скоро-сти реакции. Условие Тафеля выполняется при экстраполировании ли-нейных частей кривой регистрационного тока от потенциала в месте их пересечения (Екор).

Как видно из этих результатов и данных расчетов, представленных табл. 1, полученные в этом эксперименте покрытия обладают высокой коррозионной стойкостью и имеют очень низкую скорость коррозии и ток коррозии, что говорит об очень высоких эксплуатационных характери-стиках.

111


1. Костюк, Г.И. Физико-технические основы нанесения покрытий, ионной имплантации и ионного легирования, лазерной обработки и уп-рочнения, комбинированных технологий [Текст] / Г.И. Костюк.: в 2 кн. – К.: Изд-во АИНУ, 2002. – 1030 с.

2. Костюк, Г.И. Нанотехнологии: теория, эксперимент, техника, перспективы [Текст]: моногр. / Г.И. Костюк. – К.: Изд-во Международной академии наук и инновационных технологий, 2012.- 648 с.

3. Костюк, Г.И. Наноструктуры и нанопокрытия: перспективы и ре-альность [Текст] / Г.И. Костюк. – Х.: Национальный аэрокосмический университет «ХАИ», 2009.-405 с.

4. Костюк, Г.И. Эффективные покрытия и модифицированные уп-рочненные слои на режущих инструментах [Текст] / Г.И. Костюк. – К.: Изд-во Международной академии наук и инновационных технологий, 2012.- 728 с.

5. Физико-механические характеристики плазменно-ионных нано-покрытий Ti-TiN в медицине и в технике [Текст]: сб. науч. тр. / А.А. Анд-реев, Г.И. Костюк, Н.А. Минаев // Х.: Вестник Национального техническо-го университета «ХПИ» 2011. – 340 с.

6. Палатник, Л.С. Механизм образования и субструктура конден-сированных пленок [Текст] / Л.С. Палатник, М.Я. Фукс, В.М. Косевич – М.: Наука, 1972. – 320 с.

7. Broad beam source of fast atoms produced as a result of charge exchange collisions of ions accelerated between two plasmas [Текст] / S.N. Grigoriev, Yu.A. Melnik, A.S. Metel, V.V. Panin // Instruments and expe-rimental techniques. No. 4 (Jul 2009), pp. 602 – 608.

8. Фромм, Е. Газы и углерод в металлах [Текст] / Е. Фромм, Е. Гебхард. – М.: Металлургия, 1980. – 593 c.

9. Genzel, C. Study of X-ray Residual-Stress Gradient Analisys in Thin-Layers with Strong Filer Texture [Текст] / C. Genzel, W.A. Reinmers // Phys. Stat. Solidi: A-Applied Research. – 1998. Vol.166, №2. – P.751 – 762.

Поступила в редакцию 16.02.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф., А.И. Долматов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков.

112

УДК 624.318 Ю.В. Батыгин, д-р техн. наук, А.В. Гнатов, канд. техн. наук, Е.А. Чаплыгин, канд. техн. наук, И.С. Трунова, Щ.В. Аргун, С.А. Щиголева, Д.О. Смирнов

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВИХРЕВЫХ ТОКОВ,

ВОЗБУЖДАЕМЫХ В МЕТАЛЛИЧЕСКОЙ ПЛАСТИНЕ ПОЛЕМ ВИТКА С РАЗРЕЗОМ

Введение

Возбуждение вихревых токов в тонкостенных металлах, в отличие

от случая массивных и достаточно хороших проводников, происходит в условиях интенсивного проникновения действующих электромагнитных полей. Исследование этих процессов для магнитно-импульсной обра-ботки металлов – задача, безусловно, весьма актуальная и практически значимая [1]. Доказательством этого являются исследования по разра-ботке магнитно-импульсных комплексов для внешней рихтовки корпусов летательных аппаратов, проводимые на протяжении последних 35–40 лет фирмами Boeing и Electroimpact (США) [2, 3]. Работа этих ком-плексов основана на притяжении заданных участков листового металла посредством импульсных магнитных полей строго определенной конфи-гурации, возбуждение которых осуществляется индукторными система-ми-инструментами обработки. Следовательно, исследование самих ин-дукторных систем и различных ситуаций, связанных с протеканием в них электродинамических процессов, является весьма важной научно-технической задачей.

Прежде чем рассматривать ситуацию в общем случае амплитудно-временных характеристик и электрофизических параметров, целесооб-разно начать с приближения к идеализации, в которой проводник «про-зрачен» для действующих полей. Физически «прозрачный» проводник есть прямая противоположность «идеальному» проводнику. Поэтому анализ процессов возбуждения вихревых токов в физически противопо-ложных идеализациях позволит по максимуму оценить существующие природные различия и очертить круг наиболее интересных направлений в дальнейших исследованиях ситуаций, соответствующих реальным процессам в реальных конструкциях инструментов магнитно-импульсных технологий [2]. Цель настоящего рассмотрения – экспериментальное исследова-ние пространственно-временного распределения вихревых токов, воз-буждаемых плоским «незамкнутым» круговым или прямоугольным вит-

113

ком, расположенным над тонкостенным немагнитным листом металла, при интенсивном проникновении действующих полей. Экспериментальное оборудование включало в себя регистрирую-щий и силовой комплексы, а именно, осциллограф, блок компьютерного управления и источник мощности – генератор токовых импульсов (рис.1).

Рисунок 1 – Регистрирующее и силовое экспериментальное оборудование: слева – осциллограф и компьютерный блок

для автоматизированного управления, справа – источник мощности, генератор токовых импульсов

Листовые заготовки были выполнены из нержавеющей стали тол-щиной d ≈ 0,0008 – 0,0001 м (удельная электропроводность – γ ≈ 0,4·107 1/Ом·м). В поперечном направлении по центру были впая-ны электроды для съёма электрических сигналов, характеризующих пространственное распределение индуцированных токов (рис. 2). Дан-ная методика измерения подробно обоснована и описана в работах [1, 4]. Одновитковые индукторы были выполнены из медной проволоки диаметром g ≈ 0,001 м, круговые – с радиусом ~ R ≈ 0,025 м, прямоуголь-ные – со сторонами a ≈ 0,025 м, b ≈ 0,075 м, квадратные – со сторонами a ≈ b ≈ 0,025 м (рис. 3, величина разреза – 2c ≈ 0,002м). Витки распола-гались над образцами на расстоянии h ≈ 0,002…0,0025 м.

Типичные осциллограммы сигналов в проводимых экспериментах показаны на рис. 4.

Для обработки экспериментальных данных необходимы зависимо-сти пространственно-временного распределения индуцирован-ных то-ков. Соответствующие выражения в относительных единицах (норми-ровка на максимум) могут быть получены аналогично тому, как это было сделано авторами научного издания [2].

114

а б

Рисунок 2 – Экспериментальный образец немагнитного листового металла с электрическими выводами для измерения индуцированных

токов (а) и кабель подсоединения выводов к осциллографу (б)

а

б

Рисунок 3 – Образцы индукторов – одновитковых соленоидов различной геометрии:

а – круговые витки с разными радиальными разрезами (слева направо ~ 6º, 90º, 180º);

б- витки с двумя разрезами (слева – круговой, справа – прямоугольный)

115

а б

Рисунок 4 – Типичные осциллограммы сигналов в экспериментах: а – импульс тока в индукторе; б – импульс индуцированного тока

Круговой виток

[ ]∫ ∑∞ ∞

=−+φ ×λ−λ⋅φ=φ

0 0n1n1n0n

20 RJRJFrtJ )()()(),,()(

[ ] ( )λφ

λ−

⋅⋅λ−λ×λ−

λ−−+ dne1erJrJ

dh

1n1n )(cos)()( , (1)

где −φ азимутальный угол в полярной системе координат, привязанной к

витку, в случае одного разреза –

⎪⎪⎩

⎪⎪⎨

⎧

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

πφ

−

≠⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

⋅πφ⋅⋅

−=φ

;,

;,)(sin

)(0n1

0nnn2

F0

0

0n

−φ⋅ 02 величина разреза в терминах азимутального угла, в случае двух радиальных разрезов –

( ) ( )

⎪⎪⎩

⎪⎪⎨

⎧

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

πφ

−⋅

≠φ⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ π⋅

π−

⋅=φ

+

;,.

;,sins)(

0n502

0nn2nсо

n14

F0

0

1n

0n

−)(zJk функция Бесселя k-го порядка аргумента – z. Схемы измерений и результаты вычислений вдоль взаимно пер-

пендикулярных осей (XX, YY) и графические иллюстрации полученных результатов приведены на рис. 5 – 8. В расчётной зависимости (1)

0≈φ соответствует измерениям вдоль оси ХХ, −π≈φ 2/ вдоль оси YY.

116

а

б

в

Рисунок 5 – Распределение индуцированных токов в листовом металле вдоль выделенных координатных осей для витка «без разреза»

(2·φ0 ≈ 6º), а – схемы измерений; б – вдоль оси XX; в – вдоль оси YY

(слева – измерения, справа – расчёт)

117

а

б

в

Рисунок 6 – Распределение индуцированных токов в листовом металле вдоль выделенных координатных осей для витка «с разрезом»

(2·φ0 ≈ 90º): а –схемы измерений; б – вдоль оси XX; в – вдоль оси YY


118

а

б

в

Рисунок 7 – Распределение индуцированных токов в листовом металле вдоль выделенных координатных осей для витка «с разрезом»

(2·φ0 ≈ 180º): а – схемы измерений; б – вдоль оси XX; в – вдоль оси YY


119

а

б

Рисунок 8 – Распределение индуцированных токов в листовом металле вдоль выделенных координатных осей для витка «с двумя разрезами»

(2·φ0 ≈ 6º) и одинаковом направлении равных токов в ветвях: а – схемы измерений; б – вдоль оси XX (слева – измерения, справа – расчёт)

Проведенные вычисление показали, что

- аналитические соотношения дают достоверную качественную картину пространственного распределения индуцированных токов вит-ком с одним или двумя радиальными разрезами;

- наличие даже достаточно малых радиальных разрезов в витке существенно искажает картину пространственного распределения инду-цированных токов по поверхности листового металла: индуцированные токи не концентрируются под витком, имеет место их «растекание» по всей поверхности листового металла;

- выполнение витка в виде двух симметричных круговых ветвей с одинаково направленными возбуждающими токами позволяет увеличить степень однородности пространственного распределения индуцирован-ных токов, хотя в геометрическом центре их амплитуды стремятся к ну-лю так же, как и в случае витка без разреза.

120

Прямоугольный виток из двух ветвей с одинаково направленными токами

( )∫ ∫∞ ∞

⋅β+α− βα⋅α⋅β+α

βα⋅α==

0 022 )(sin),()0,,(

22ddxeAyxtj h

y , (2)

где +⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ⋅β⋅⎟

⎠

⎞⎜⎝

⎛⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +β⋅+α⋅⎢⎣

⎡α

⋅π

=βα2

sin2

sin))(sin(18),( 2ggbgaA

⎥⎦

⎤⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ⋅α⋅⎟

⎠

⎞⎜⎝

⎛⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +⋅α⋅⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ −+

⋅β⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ++

⋅β⋅β

+2

sin2

sin2

)(sin2

)(cos2 ggacgbcgb

Схемы измерений и результаты вычислений вдоль поперечной оси XX и графические иллюстрации полученных результатов показаны на рис. 9, 10.

а

б

Рисунок 9 – Распределение индуцированных токов в листовом металле вдоль выделенной координатной оси для прямоугольного витка

«с двумя разрезами» (2c ≈ 0,002м) и одинаковом направлении равных токов в ветвях:

а – схема измерений; б – вдоль оси XX (слева – измерения, справа – расчёт)

121

а

б

Рисунок 10 – Распределение индуцированных токов в листовом металле вдоль выделенной координатной оси для квадратного витка «с двумя разрезами» (2c ≈ 0,002м) и одинаковом направлении равных токов

в ветвях: а – схема измерений; б – вдоль оси XX (слева – измерения, справа – расчёт)

Основные результаты проведенных исследований сводятся к сле-дующим положениям.

- Так же, как и в случае круговой симметрии, выполнение прямо-угольного витка в виде двух ветвей с одинаково направленными токами позволяет увеличить степень однородности распределения индуциро-ванных токов по поверхности листового металла, причём при опреде-лённом соотношении длины и ширины ветвей можно добиться отличной от нуля амплитуды вихревых токов в геометрическом центре системы.

- Сравнение с круговой геометрией показывает, что индукторная система с двумя прямоугольными ветвями и одинаковыми направлен-ными продольными токами обладает большими возможностями в фор-мировании картины распределения индуцированных токов, а следова-тельно, и возбуждаемых электродинамических усилий.

122

- В случае квадратной формы витка из двух ветвей так же, как и в случае круговой симметрии, амплитуды индуцированных токов стремят-ся к нулю в геометрическом центре системы.

Выводы

1. Проведены экспериментальные исследования процессов возбу-ждения индуцированных токов в тонкостенных листовых металлах оди-ночными «незамкнутыми» витками разной геометрии, как инструментов для внешней рихтовки корпусов самолётов.

2. Выполнение витков в виде двух симметричных ветвей с одина-ково направленными токами открывает широкие возможности для ва-риации формы пространственного распределения индуцированных то-ков за счёт геометрии системы.


1. Батыгин, Ю.В. Импульсные магнитные поля для прогрессивных

технологий [Текст] / Ю.В. Батыгин., В.И. Лавинский, Л.Т. Хименко; под общ. ред. Ю.В. Батыгина. – Х.: Изд-во "МОСТ-Торнадо", 2003. – Т.1.– 288 с.

2. Туренко, А.Н. Импульсные магнитные поля для прогрессивных технологий [Текст] – Т.3: Теория и эксперимент притяжения тонкостен-ных металлов импульсными магнитными полями: монограф. / А.Н. Ту-ренко, Ю.В. Батыгин, А.В. Гнатов. – Х.: ХНАДУ, 2009. – 240 с.

3. Бондаренко, А.Ю. Низковольтный генератор импульсов тока ши-рокого частотного диапазона для физического моделирования [Текст] /А.Ю. Бондаренко, Г.С. Сериков, Е.А. Чаплыгин // Електротехніка і електромеханіка. – 2007. – № 6. – С.66 – 69.

4. Батыгин, Ю.В. Индукционная индукторная система с двойным витком [Текст] / Ю.В. Батыгин, А.Ю. Бондаренко, Г.С. Сериков // Елект-ротехніка і електромеханіка. Х., 2009. – № 1. – С.59 – 61.

Поступила в редакцию 27.01.2012. Рецензент: д-р техн. наук, проф. М.Е. Тараненко Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», г. Харьков.

123

УДК 621.79.

Гайдачук, В.Е. Обзор и анализ состояния проблемы назначения по-крытий конструкций авиационной и ракетно-космической техники / В.Е. Гайдачук, В.А. Коваленко, Н.М. Московская // Вопросы проектирова-ния и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 7 – 25.

Проведены обзор и анализ состояния проблемы проектирования, технологии нанесения и назначения функциональных покрытий конст-рукций авиационной и ракетно-космической техники. Приведены и про-анализированы наиболее полные источники, содержащие типовые по-крытия и реализующие их технологические процессы, классификацион-ные признаки, а также информация по видам и назначениям типовых по-крытий для отечественных алюминиевых и титановых сплавов и специ-фическим теплозащитам гиперзвуковых летательных аппаратов.

Ключевые слова: функциональные покрытия, авиационная и ра-кетно-космическая техника, обзор и анализ проблемы.

Ил. 7. Табл. 3. Библиогр.: 27 назв. Проведений огляд і аналіз стану проблеми проектування, технології

нанесення і призначення функціональних покриттів конструкцій авіацій-ної і ракетно-космічної техніки. Наведено і проаналізовано найповніші джерела, що містять типові покриття і технологічні процеси для їх реалі-зації, класифікаційні ознаки, а також інформація щодо видів і призначен-ня типових покриттів для вітчизняних алюмінієвих і титанових сплавів і специфічних теплозахистах гіперзвукових літальних апаратів.

Ключові слова: функціональні покриття, авіаційна і ракетно-космічна техніка, огляд і аналіз проблеми.

Іл. 7. Табл. 3. Бібліогр.: 27 назв Review and analysis of the problems of design, technology of applica-

tion and implementation of functional protective coatings of aviation structures and rocket-space technique are conducted.

The most complete sources containing information about typical protec-tie coatings, manufacturing processes of their implementation, classification features and also information about types and destination of typical domestic coatings for aluminum and titanium alloys and specific heat-protection of hypersound aircrafts are shown and analyzed.

Keywords: functional protective coatings, aviation and rocket-space technique, review and analysis of problem.

Fig.7. Tabl.3. Bibliogr.: 27 sources

124

УДК 629.7.018.74

Бетин, А.В Критерии оценки эксплуатационной технологичности беспилотных воздушных судов / А.В. Бетин, В.А. Тутубалин, Н.В. Бондарева // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 26 – 35.

Рассмотрена необходимость проведения анализа состояния экс-плуатационной технологичности беспилотных воздушных судов, на-правленного на выявление причин, снижающих эксплуатационную тех-нологичность, и разработку мероприятий по их устранению. Предложен комплекс количественных показателей эксплуатационной технологично-сти безопасных воздушных судов. Оценено состояние интенсивности эксплуатации современной беспилотной авиации. Приведены примеры анализа состояния эксплуатационной технологичности эксперименталь-ного беспилотного воздушного судна.

Ключевые слова: беспилотное воздушное судно, эксплуатационная технологичность, количественный показатель.

Библиогр.: 6 назв Розглянуто необхідність проведення аналізу стану експлуатаційної

технологічності безпілотних повітряних суден, спрямованого на виявлен-ня причин, що зменшують експлуатаційну технологічність, та розроблен-ня заходів щодо їх усунення. Запропоновано комплекс кількісних показ-ників експлуатаційної технологічності безпілотних повітряних суден. Оці-нено стан інтенсивності експлуатації сучасної безпілотної авіації. Наве-дено приклади аналізу стану експлуатаційної технологічності експериме-нтального безпілотного повітряного судна.

Ключові слова: Бібліогр.: 6 назв. The necessity of the unmanned aircraft operational maintenancability

analysis for an ascertainment of their removal reasons is considered. The complex of quantitative indexes of the unmanned aircraft operational mainte-nancability is suggested. The state of maintenance intensity of up-to-date unmanned vehicles is estimated. Examples of the analysis of the experimen-tal unmanned aerial vehicle operational maintenancability are shown.

Keywords: unmanned aircraft, operational maintenancability, quantita-tive index.

Bibliog.: 6 sources.

125

УДК 629.735 Андреев, А.В. Технология получения элементов конструкций из по-

лимерных композиционных материалов с применением плетеной арма-туры / А.В. Андреев // Вопросы проектирования и производства конст-рукций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 36 – 39.

На основе анализа опыта применения разнообразных преформ композитов показано, что для изготовления сложнопрофильных деталей типа шпангоут или криволинейные трубы наиболее перспективными яв-ляются плетеные рукава из стеклянных, углеродных или органических жгутов. Описана технология формования фрагмента шпангоута и клино-видного трубчатого заполнителя. Предложены рациональные способы пропитки рукава связующим.

Ключевые слова: композит, преформа, плетеный рукав, шпангоут. Ил. 4. Библиогр.: 1 назв. На основі аналізу досліду застосування різноманітних преформ

композитів показано, що для виготовлення складнопрофільних деталей типу шпангоут або криволінійні труби найбільш перспективними є плете-ні рукава із скляних, вуглецевих або органічних джгутів. Описано техно-логію формування фрагмента шпангоута і клиноподібного трубчастого заповнювача. Запропоновано раціональні способи просочення рукава сполучним.

Ключові слова: композит, преформа, плетений рукав, шпангоут. Іл. 4. Бібліогр.: 1 назва Based on analysis of different composite performs application it is

shown that the most prospective manufacturing technique for complex-shaped articles like attachment frame or curved tubes is sleeve weaving from glass, carbon and organic tows. The manufacturing technology of attachment frame fragment and wedge-shaped tubular filler is described. Rational me-thods of sleeve impregnation with resin are suggested.

Key words: composite, preform, woven sleeve, attachment frame. Fig.4. Bibliogr.: 1 source

126

УДК 629.735.33(07) Тиняков, Д.В. Методика оценки потерь на балансировку самолета с

учетом геометрических параметров системы несущих поверхностей / Д.В. Тиняков // Вопросы проектирования и производства конструкций ле-тательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 40 – 46.

Преобразовано неравенство допустимой степени статической ус-тойчивости по перегрузке системы "крыло + горизонтальное оперение" с учетом частного критерия Кфм, в которое вошли такие геометрические параметры крыла и оперения, как λэф, η, Кфм, Lго, Lво, Вво. Предложена методика оценки влияния геометрических параметров системы "крыло + оперение" на величину yC

zm min . Показано, что выбор геометрических па-раметров системы несущих поверхностей при нормируемом запасе ста-тической устойчивости позволяет снизить потери аэродинамического ка-чества на балансировку самолета на 7…9%, а значит, увеличить даль-ность полета и снизить километровый расход топлива.

Ключевые слова: коэффициент формы крыла, геометрические па-раметры крыла, балансировка.

Ил. 5. Библиогр.: 4 назв. Перетворено нерівність припустимого ступеня статичної стійкості за

перевантаженням системи "крило + горизонтальне оперення" з ураху-ванням частинного критерію Кфм, у яке ввійшли такі геометричні параме-три крила і оперення, як λеф, η, Кфм, Lго, Lво, Вво. Запропоновано методику оцінювання впливу геометричних параметрів системи "крило + оперен-ня" на величину yC

zm min . Показано, що вибір геометричних параметрів си-стеми несучих поверхонь при нормованому запасі статичної стійкості до-зволяє знизити втрати аеродинамічної якості на балансування літака на 7…9%, а отже, збільшити дальність польоту й знизити кілометрову ви-трату палива.

Ключові слова: коефіцієнт форми крила, геометричні параметри крила, балансування.

Іл. 5. Бібліогр.: 4 назви The inequality of allowable degree of static stability by the system «wing

+ empennage» overloading taking into account partial criterion of Kfm which includs such geometrical parameters of a wing and empennage as λef, η, Kfm, Lнs, Lvs, Bvs is converted. The estimation technique of system «wing + em-pennage» geometrical parameters influence on the yC

zm min is proposed. It is shown that the choice of the system geometrical parameters of lifting surfac-es at normalized factor of static stability allows to reduce losses of lift over drag ratio on airplane balancing by 7 … 9 %, so to increase range of flight and to reduce a fuel rate consumption.

Keywords: wing shape factor, geometrical parameters of wing, balanc-ing.

Fig. 5. Bibliogr.: 4 sources

127

УДК 629.735.33 Третьяков, А.С. Циклические деформационные и усталостные ха-

рактеристики сплава Д16АТ при программном нагружении. Сообщение 2. Амплитуда остаточной деформации / А.С. Третьяков, А.А. Черных // Во-просы проектирования и производства конструкций летательных аппа-ратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 47 – 60.

Приведены результаты экспериментального исследования цикли-ческих деформационных и усталостных характеристик сплава Д16АТ при асимметричном нагружении гладких образцов по программам с раз-личным законом распределения амплитуды напряжений в блоке нагру-жения. Предложена модель расчета амплитуды остаточной деформации при программном нагружении, основанная на средних значениях оста-точной деформации, получено хорошее согласование расчетных значе-ний с экспериментальными. Эта модель предназначена для использо-вания в расчетах долговечности элементов конструкций согласно энер-гетическому критерию усталостного разрушения.

Ключевые слова: усталость металлов, циклическое нагружение, долговечность, эксперимент.

Ил. 9. Библиогр.: 9 назв. Наведено результати експериментального дослідження циклічних

деформаційних і втомних характеристик сплаву Д16АТ при асиметрич-ному навантаженні гладких зразків за програмами з різним законом роз-поділу амплітуди напружень у блоці навантаження. Запропоновано мо-дель розрахунку амплітуди залишкової деформації при програмному на-вантаженні, яка основана на середніх значеннях залишкової деформації, отримано добре узгодження розрахункових значень з експерименталь-ними. Ця модель призначена для використання в розрахунках довговіч-ності елементів конструкцій згідно з енергетичним критерієм утомного руйнування.

Ключові слова: втома металів, циклічне навантаження, довговіч-ність, експеримент.

Іл. 9. Бібліогр.: 9 назв Experimental study of cyclic deformative and fatigue characteristics of

Д16АТ alloy is carried out under the asymmetric programmed loading of smooth specimens with a different distributive law of the stress amplitude in the block. A model for calculating the amplitude of residual strain under pro-grammed loading which is based on average values of residual strain is giv-en, good agreement between the calculated and experimental values is achieved. This model is intended for use in the calculation of structural ele-ments durability according to the energy criterion of fatigue failure.

Key words: fatigue of metals, cyclic loading, durability, experimental test. Fig. 9. Bibliogr.: 9 sources

128

УДК 621.456.2.02 Амброжевич, А.В. Комплексно-сопряженная модель катапульты

с телескопическим приводом / А.В. Амброжевич, К.В. Мигалин, В.А. Середа // Вопросы проектирования и производства конструкций ле-тательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 61 – 69.

Обоснована возможность применения катапульт с жестким теле-скопическим приводом для запуска тяжелых беспилотных летательных аппаратов. Изложен принцип действия устройства и его близкие анало-ги. Представлен проектный инструментарий для численного исследова-ния рабочих процессов в катапультах данного типа. Численным экспе-риментом получены интегральные характеристики устройства, а также поля газотермодинамических параметров в тракте расширительной ма-шины катапульты.

Ключевые слова: катапульта, беспилотный летательный аппарат, жесткая телескопическая трансмиссия, компенсатор отдачи, комплекс-но-сопряженная модель, численный эксперимент.

Ил. 5. Библиогр.: 10 назв. Обґрунтовано можливість застосування катапульт з жорстким те-

лескопічним приводом для запуску важких безпілотних літальних апара-тів. Викладено принцип дії пристрою та його близькі аналоги. Наведено проектний інструментарій для числового дослідження робочих процесів у катапультах даного типу. Числовим експериментом отримано інтегральні характеристики пристрою, а також поля газотермодинамічних параметрів у тракті розширювальної машини катапульти.

Ключові слова: катапульта, безпілотний літальний апарат, жорстка телескопічна трансмісія, компенсатор віддачі, комплексно-спряжена мо-дель, числовий експеримент.

Іл. 5. Бібліогр.: 10 назв Possibility of application of catapults with a rigid telescopic drive for

start of heavy unmanned aircraft vehicle is proved. The principle of the device operation and its similar analogues is stated. The design toolkit for numerical research of operational processes in catapults of the given type is presented. Numerical experiment receives integrated characteristics of the device, and also a field thermo-gas-dynamic parameters in a path of the catapult expan-sion machine.

Key words: catapult, unmanned aerial vehicle, rigid telescopic transmis-sion, recoil compensator, complex-connected models, numerical experiment.

Fig.: 5. Bibliogr.: 10 sources

129

УДК 624.016:629.7.023 Кондратьев, А.В. Численное определение приведенных упругих

физико-механических характеристик трубчатого заполнителя / А.В. Кондратьев, Е.В. Майорова, А.А. Чумак // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 70 – 79.

Проанализирована точность ранее разработанных аналитических моделей и реализуемых ими величин физико-механических характери-стик трубчатого заполнителя, изготовленного из полимерного компози-ционного материала. Для этого в программном комплексе метода конеч-ных элементов проведена серия численных экспериментов для иссле-дуемого образца трубчатого заполнителя по определению его основных упругих приведенных физико-механических характеристик. Полученные результаты позволят упростить проведение проектировочных и пове-рочных расчетов композитных панельных конструкций с трубчатыми элементами.

Ключевые слова: трубчатый заполнитель, полимерные композици-онные материалы, сэндвичевые конструкции, приведенные физико-механические характеристики, численный эксперимент, метод конечных элементов.

Ил. 4. Табл. 4. Библиогр.: 5 назв. Проаналізовано точність раніше розроблених аналітичних моделей

і величин, що реалізуються ними, фізико-механічних характеристик труб-частого заповнювача, виготовленого з полімерного композиційного ма-теріалу. Для цього в програмному комплексі методу скінченних елемен-тів виконано серію числових експериментів для досліджуваного зразка трубчастого заповнювача з визначення його основних пружних зведених фізико-механічних характеристик. Отримані результати дозволять спро-стити проведення проектувальних і перевірочних розрахунків композит-них панельних конструкцій з трубчастими елементами.

Іл. 4. Табл. 4. Библиогр.: 5 назв The accuracy of the previously developed analytical models which im-

plement values of physical and mechanic characteristics of tubular filler made of a polymeric composite material was analyzed. The series of numerical ex-periments for investigated sample of tubular filler was carried out in the pro-gram complex of finite element method to determine its basic elastic reduced physical and mechanical characteristics. Obtained results will simplify design and verification calculations of composite panel structures with tubular ele-ments.

Key words: tubular filler, polymeric composite materials, sandwich con-struction, reduced physical and mechanical characteristics, numerical expe-riment, finite element method.

Fig. 4. Tabl. 4. Bibliogr.: 5 sources

130

УДК 620.168(045) Джоган, О.М. Методы изготовления деталей из композиционных

материалов пропиткой в оснастке. Часть 2. Методы вакуумной пропитки / О.М. Джоган, О.П. Костенко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 80 – 92.

Рассмотрены методы изготовления деталей из полимерных компо-зиционных материалов пропиткой сухого армирующего наполнителя связующим в оснастке, указаны разработчики, дается короткое описа-ние, достоинства и недостатки указанных методов. Приведены схемы наиболее важных методов. Выделены основные направления развития указанных методов: автоматизация этапов технологического процесса, сокращение времени пропитки и отверждения связующего, повышение повторяемости и качества пропитки, разработка и внедрение способов контроля качества.

Ключевые слова: полимерные композиционные материалы, мето-ды изготовления, пропитка, сухой армирующий наполнитель, оснастка.

Ил. 3. Библиогр.: 35 назв. Розглянуто методи виготовлення деталей з полімерних компози-

ційних матеріалів просоченням сухого армувального наповнювача спо-лучним в оснастці, вказано розробники, дається короткий опис, переваги та недоліки описаних методів. Наведено схеми найважливіших методів. Виділено основні напрями розвитку зазначених методів: автоматизація етапів технологічного процесу, скорочення часу просочення і затвердіння сполучного, підвищення повторюваності та якості просочення, розробка і впровадження посібника контролю якості.

Ключові слова: полімерні композиційні матеріали, методи виготов-лення, просочування, сухий армувальний наповнювач, оснастка.

Іл. 3. Бібліогр.: 35 назви The methods of a part manufacturing from polymeric composite mate-

rials by resin impregnation of dry fiber reinforcement in the mold are re-viewed. The developers, the advantages and disadvantages of indicated. The schemes of the most important methods are shown. The basic directions of development of these methods are stated: the automation of process steps, reducing time of impregnation and binder curing, increasing frequency and impregnation quality, development and implementation of quality control ma-nuals.

Key words: polymer composite materials, manufacturing methods, im-pregnation, dry reinforcing filler, forming tool.


131

УДК 624.078.43 Куреннов, С.С. Колебания составной балки. Модель Голанда –

Рейсснера / С.С. Куреннов // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 93 – 101.

Решена задача по определению динамического напряженного со-стояния клеевого соединения по модели Голанда-Рейсснера. Соеди-няемые слои рассматриваются как упруго связанные балки. Силы инер-ции учитываются только для несущих слоев. Задача сведена к системе линейных дифференциальных уравнений в частных производных отно-сительно прогибов и продольных перемещений. Система решается ана-литически в виде разложения в ряд Фурье по собственным частотам. Решена модельная задача о колебаниях балки, имеющей начальные перемещения, один слой которой жестко защемлен, а другие свободны от нагрузок.

Ключевые слова: клеевое соединение, напряженное состояние, аналитическое решение, трехслойный стержень, модель Голанда-Рейснера.

Ил. 3. Библиогр.: 5 назв. Розв’язано задачу про динамічний напружений стан клейового

з’єднання за моделлю Голанда – Рейсснера. Шари, що з’єднуються, роз-глядаються як пружно зв’язані балки. Сили інерції враховуються лише для несучих шарі. Задача зведена до системи лінійних диференціальних рівнянь у частинних похідних відносно прогинів шарів та їх поздовжніх переміщень. Система розв’язується аналітично у вигляді розкладення в ряд Фур’є за власними частотами. Розв’язано модельну задачу про ко-ливання балки, що має початкові переміщення, один шар якої жорстко закріплений, а інші – вільні від навантаження.

Ключові слова: клейове з’єднання, напружений стан, аналітичний розв’язок, тришаровий стрижень, модель Голанда – Рейснера.

Іл. 3. Бібліогр.: 5 назв. The problem of the dynamic stressed state of the adhesive joint at the

instantly applied load by the model of Goland-Reissner is solved. The bearing layers are treated as elastically connected beams. The inertial forces are tak-en into account only for the joined layers. Mass of a adhesive is neglected. This problem is reduced to the system of the linear differential equations in partial derivatives with respect to deflection and longitudinal displacement, which can be solved analytically. The model problem is solved analytically by reduction to Fourier series by eigen frequencies. The model problem of a beam oscillations with initial displacements one layer of which is rigidly clamped and rest are free of loading.

Keywords: adhesive joint, stressed state, the analytical solution, sand-wich beam, Golland-Reissner's model.


132

УДК 621.865.6 Андреев, А.А. Исследование коррозионной стойкости комбиниро-

ванного покрытия TiO-N/TiN-Ti / А.А. Андреев, Г.И. Костюк, Н.А. Минаев // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных ап-паратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 102 – 111.

Приведены результаты исследования коррозионной стойкости по-крытия TiO-N/TiN-Ti на стали 12Х18Н9Т. Коррозионная стойкость высо-кая, так как скорость коррозии составляет 6,888 мкг/час. Показано, что исследованное покрытие имеет высокие эксплуатационные характери-стики и может использоваться в производстве авиационной техники, ме-дицинском оборудовании и производстве имплантеров, работающих в агрессивных средах. Монопокрытия позволяют повысить износостой-кость в 2,5 - 3,5 раза, а многослойные покрытия могут существенно уве-личить работоспособность покрытий в несколько раз, особенно при ди-намическом действии нагрузок.

Ключевые слова: метод рентгеновской тензометрии, микротвёр-дость, эволюционные методы, вакуумно-дуговые покрытия, макрона-пряжения сжатия.

Ил. 5. Табл. 1. Библиогр.: 9 назв. Наведено результати дослідження корозійної стійкості покриття

TiO-N/TiN-Ti на сталі 12Х18Н9Т. Корозійна стійкість висока, оскільки швидкість корозії складає 6,888 мкг/год. Показано, що досліджене пок-риття має високі експлуатаційні характеристики і може використовувати-ся у виробництві авіаційної техніки, медичному обладнанні й виробництві імплантерів, що працюють в агресивних середовищах. Монопокриття до-зволяють підвищити зносостійкість у 2,5 - 3,5 раза, а багатошарові пок-риття можуть істотно збільшити працездатність покриттів у декілька ра-зів, особливо при динамічній дії навантажень.

Ключові слова: метод рентгенівської тензометрії, мікротвердість, еволюційні методи, вакуумно-дугові покриття, макронапруження стис-кання.

Іл. 5. Табл. 1. Бібліогр.: 9 назв Results of research of corrosion resistance of a coating TiO-N/TiN-Ti on

steel 12Х18Н9Т are given. Corrosion resistance is considered to be high since corrosion rate is 6.888 mkg/hr. It is shown that the studied coating has high operational characteristics and can be used in production of the implan-ter, aviation and medical equipment, operating in aggressive environment. Monocoatings investigated allow to increase wear resistance in 2,5-3,5 times, and multilayered coatings can increase operability of coatings by several times, especially at dynamic loads application.

Key words: method of x-ray photography tensometry, micro hardness, evolutional methods, vacuum-arc coatings, compressive macrostress.

Fig. 5. Tabl. 1. Bibliogr.: 9 sources

133

УДК 624.318 Экспериментальное исследование вихревых токов, возбуждаемых

в металлической пластине полем витка с разрезом / Ю.В. Батыгин, А.В. Гнатов, Е.А. Чаплыгин, И.С. Трунова, Щ.В. Аргун, С.А. Щиголева, Д.О. Смирнов // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 1 (69).– Х., 2012. – С. 112 – 122.

Проведен анализ экспериментальных исследований пространст-венно-временного распределения вихревых токов, возбуждаемых пло-ским «незамкнутым» круговым и прямоугольным витками расположен-ными над тонкостенным немагнитным листом металла, при интенсивном проникновении действующих полей. В ходе экспериментальных иссле-дований измерены экспериментальные зависимости распределения ин-дуцированных токов в листовом металле. Полученные эксперименталь-ные зависимости сопоставлены с расчетными данными для каждой из исследуемых индукторных систем.

Ключевые слова: магнитно-импульсная обработка металлов, ин-дукторная система, напряжённость магнитного поля, электромагнитные процессы, индуцированный ток, вихревые токи.

Ил. 10. Библиогр.: 4 назв. Виконано аналіз експериментальних досліджень просторово-

часового розподілу вихрових струмів, що збуджуються плоским «незамк-неним» круговим і прямокутним витками, розташованими над тонкостін-ним немагнітним листом металу, при інтенсивному проникненні діючих полів. Під час експериментальних досліджень виміряно експерименталь-ні залежності розподілу індукованих струмів у листовому металі. Отри-мані експериментальні залежності зіставлено з розрахунковими даними для кожної з досліджуваних індукторних систем.

Ключові слова: магнітно-імпульсна обробка металів, індукторна си-стема, напруженість магнітного поля, електромагнітні процеси, індукова-ний струм, вихрові струми.

Іл. 10. Бібліогр.: 4 назв Experimental researches of space-time distribution for the whirl-wind

currents, induced by flat "open-ended" circular and rectangular single turn, lo-cated over thin-walled nonmagnetic sheet of metal under intensive penetrat-ing the acting fields has been analyzed. During experimental researches the experimental dependences of the induced currents distribution in sheet metal were measured. The received experimental dependences with calculation da-ta for each of investigated inductor systems are compared.

Keywords: Magnetic-pulse processing of metals, inductor system, in-tensity of a magnetic field, the electromagnetic processes, the induced cur-rent, the vortical currents.


134

СВЕДЕНИЯ ОБ АВТОРАХ

Автор Стр.Амброжевич Александр Владимирович – д-р техн. наук, проф., проф. каф. ракетно-космических двигателей и энергетических установок летательных ап-паратов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

61

Андреев Алексей Викторович – зам. начальника отделения композиционных материалов ГП «Антонов», Киев, Украина 36

Андреев Анатолий Афанасьевич – д-р техн. наук, вед. науч. сотр., Нацио-нальный научный центр «Харьковский физико-технический институт», Харь-ков, Украина

102

Аргун Щасяна Валиковна – аспирант каф. автомобильной электроники, Харьковский национальный автомобильно-дорожный университет, Харьков, Украина

112

Батыгин Юрий Викторович – д-р техн. наук, проф., зав. каф. физики, Харь-ковский национальный автомобильно-дорожный университет, Харьков, Украи-на

112

Бетин Александр Владимирович – д-р техн. наук, проф., проф. каф. химии, экологии и экспертизных технологий, Национальный аэрокосмический универ-ситет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Ук-раина

26

Бондарева Надежда Витальевна – м.н.с. межотраслевого научно-исследовательского института проблем физического моделирования режимов полета самолетов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

26

Гайдачук Виталий Евгеньевич – д-р техн. наук, проф., зав. каф. проектиро-вания ракетно-космических аппаратов, Национальный аэрокосмический уни-верситет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

7

Гнатов Андрей Викторович – канд. техн. наук, доцент каф. автомобильной электроники, Харьковский национальный автомобильно-дорожный универси-тет», Харьков, Украина

112

Джоган Олег Михайлович – ведущий конструктор ООО «Аэро Стайл», Жу-ковский, Российская Федерация 80

Коваленко Виктор Александрович – канд. техн. наук, начальник лаборато-рии, Государственное предприятие «Конструкторское бюро «Южное» им. М.К. Янгеля», Днепропетровск, Украина

7

Кондратьев Андрей Валерьевич – канд. техн. наук, доцент каф. проектиро-вания ракетно-космических аппаратов, Национальный аэро-космический уни-верситет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков Украина

70

Костенко Оксана Павловна – инженер-технолог ГП «Антонов», Киев, Украина 80 Костюк Геннадий Игоревич – д-р техн. наук, проф., проф. каф. теоретиче-ской механики, машиностроения и роботомеханических систем, Националь-ный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиаци-онный институт», Харьков, Украина

102

Куреннов Сергей Сергеевич – канд. техн. наук, доцент каф. высшей матема-тики, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

93

135

Автор Стр.Майорова Екатерина Владимировна – аспирант каф. проектирования ра-кетно-космических аппаратов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

70

Мигалин Константин Валентинович – канд. техн. наук, директор, ООО НПФ «РОТОР», Тольятти, Российская Федерация 61

Минаев Николай Александрович – аспирант, Национальный аэрокосмиче-ский университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

102

Московская Наталья Михайловна – канд. техн. наук, доцент каф. проектиро-вания ракетно-космических аппаратов, Национальный аэрокосмический уни-верситет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

7

Середа Владислав Александрович – канд. техн. наук, асс. каф. ракетно-космических двигателей и энергетических установок летательных аппаратов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьков-ский авиационный институт», Харьков, Украина

61

Смирнов Дмитрий Олегович – аспирант каф. физики, Харьковский нацио-нальный автомобильно-дорожный университет, Харьков, Украина 112

Тиняков Дмитрий Васильевич – ст. преп. каф. проектирования самолетов и вертолетов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

40

Третьяков Алексей Сергеевич – н.с. лаборатории «Прочность» каф. прочно-сти летательных аппаратов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

47

Трунова Ирина Сергеевна – аспирант каф. автомобильной электроники, Харьковский национальный автомобильно-дорожный университет, Харьков, Украина

112

Тутубалин Владимир Анатольевич – м.н.с. межотраслевого научно-исследовательского института проблем физического моделирования режимов полета самолетов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

26

Чаплыгин Евгений Александрович – канд. техн. наук, доцент каф. физики, Харьковский национальный автомобильно-дорожный университет, Харьков, Украина

112

Черных Алексей Алексеевич – н.с. лаборатории «Прочность» каф. прочно-сти летательных аппаратов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

47

Чумак Александр Анатольевич – инженер каф. проектирования ракетно-космических аппаратов, Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», Харьков, Украина

70

Щиголева Светлана Александровна – аспирант каф. физики, Харьковский национальный автомобильно-дорожный университет, Харьков, Украина 112

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ, МОЛОДІ ТА СПОРТУ УКРАЇНИ

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут”

ПИТАННЯ ПРОЕКТУВАННЯ І ВИРОБНИЦТВА

КОНСТРУКЦІЙ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ

1 (69) січень – березень 2012

Нац і он ал ьний а е роко см і чний ун і в е р си т е т і м . М .Є . Жуковс ько г о

“Харк і в с ь кий а в і а ц і йний і н с ти т у т ” Укра ї н а , 6 1 0 7 0 , Харк і в - 7 0 , вул . Чкалов а , 1 7

_________________________________________________________________________

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1(69) январь – март 2012

Редактор В.В. Карпенко Компьютерная верстка А.В. Кондратьев

Оригинал-макет изготовлен на кафедре

проектирования ракетно-космических аппаратов Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского

«Харьковский авиационный институт»

Подписано в печать 23.03.2012 Формат 60х84 1/16 Бумага офс. № 2. Офс. печать Усл. печ. л. 7,55. Уч.-изд. л.8,5. Т. 200 экз. _________________________________________________________________________

Национ а л ь ный а э р о к о смич е с к ий у ни в е р с и т е т

им . Н .Е . Жуков с к о г о «Хар ь к о в с к ий а в и а ци онный ин с т и т у т »

Укр аин а , 6 1 0 7 0 , Хар ь к о в - 7 0 , у л . Чк а л о в а , 1 7 _________________________________________________________________________ Отпечатано в типографии ГП “Антонов” Зак.

ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОИЗВОДСТВА...

Documents

Transcript of ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРОИЗВОДСТВА...