Содержание к диссертации
Введение
1 Особенности применения композиционных материалов в конструкции современных ВС и состояние проблемы по оценкам их ресурсных характеристик 10
1.1 Области и особенности применения композиционных материалов в конструкции планера и двигателя 10
1.1.1 Использование композиционных материалов в конструкции планера 10
1.1.2 Применение композиционных материалов в существующих и перспективных газотурбинных двигателях 16
1.2 Эксплуатационные повреждения элементов из композиционных материалов и анализ причин их возникновения 25
1.3 Использование композиционных материалов при восстановительном ремонте элементов авиаконструкций 35
1.4 Постановка задач исследования 38
2 Специфика деформирования, разрушения и особенности долговечности образцов и конструкций из КМ 40
2.1 Особенности сопротивления разрушению КМ 42
2.2 Испытательное оборудование для моделирования эксплуатационных нагрузок 58
3 Оценка ресурсных характеристик материалов из КМ при статической и динамической усталости 62
3.1 Построение уравнений статической усталости при простом растяжении от времени испытаний до разрушения 63
3.2 Накопление повреждений в материалах, находящихся длительное время в напряженном состоянии. Методика определения остаточного ресурса 69
3.3 Сопоставление результатов расчетов с данными экспериментов 79
3.4 Выбор режимов эквивалентных ускоренных испытаний 80
4 Прикладные задачи оценка прочности элементов авиаконструкций из КМ 86
4.1 Методика расчета динамической устойчивости оболочек сетчатой структуры из композиционных материалов 101
4.2 Оптимизация варианта соединения авиационных конструкций из композиционных материалов и методика расчета его НДС 108
4.3 Экспериментальные исследования усталостных характеристик композиционных материалов при режимах нагружения, эквивалентных эксплуатационным 120
4.3.1. Результаты испытаний образцов материалов 122
4.3.2 Результаты испытаний образцов элементов конструкций 129
5 Высокопрочные металлокомпозитные баллоны высокого давления для систем управления и жизнеобеспечения гражданской авиации 147
5.1 Разработка сверхлегкого металлокомпозитного баллона высокого давления 147
5.2 Результаты проектирования и испытаний металлокомпозитных баллонов высокого давления 159
5.3 Проектирование цилиндрической части баллона по несущей способности (разрывной нагрузке) армирующего жгута 164
5.4. Технология изготовления баллона 164
Основные выводы по работе 197
Библиографический список 199
- Использование композиционных материалов в конструкции планера
- Накопление повреждений в материалах, находящихся длительное время в напряженном состоянии. Методика определения остаточного ресурса
- Результаты испытаний образцов материалов
- Результаты проектирования и испытаний металлокомпозитных баллонов высокого давления
Введение к работе
Актуальность темы. Приоритетной задачей современного этапа развития воздушного транспорта является повышение безопасности, регулярности полетов и эффективности использования воздушных судов (ВС). Безопасность использования авиационной техники (АТ) в значительной степени определяется надёжностью, заложенной при ее проектировании и производстве, применением прогрессивных концепций конструирования АТ и научно-обоснованных систем технической эксплуатации.
В настоящее время дальнейшее совершенствование АТ невозможно без применения новых конструкционных материалов. Один из путей улучшения летно-эксплуатационных характеристик ВС заключается в более широком использовании новых композиционных материалов (КМ).
Так, фирмой Boeing спроектирован пассажирский самолет с фюзеляжем выполненным из КМ, значителен процент использования композитов в аэробусе А380 (около 50%). В достаточно массовом количестве они были внедрены на отечественных самолетах Ил-86, Ил-96, Ту-204, Ту-334. Например, на самолете Ту-204 до 30% элементов механизации крыла (элероны, закрылки, рули высоты и направления) изготовлены из композитов. Накоплен опыт применения армированных пластиков в качестве материалов для обтекателей, отсеков фюзеляжей, мотогондол, лопаток компрессоров низкого давления и турбин, воздухозаборников, звукоизолирующих экранов и т.п.
Надо отметить, что интенсивному внедрению композиционных материалов препятствует отсутствие опыта длительной эксплуатации конструкций из КМ, результатов исследования изменения механических характеристик при длительных циклических нагрузках, которым подвергаются элементы АТ в процессе эксплуатации.
Наряду с этим экономические возможности авиационных отраслей не позволяют проводить полномасштабные натурные испытания конструкций для прогнозирования ресурса, что связано с длительностью и значительной стоимостью таких испытаний. Кроме того, переход авиатехники на эксплуатацию по состоянию (это фактически означает отказ от плановых капитальных ремонтов) приводит к тому, что базы данных о дефектном состоянии конструкций сильно сужены. Если для конструкций из традиционных материалов статистика по самолетам-аналогам еще достаточно репрезентабельна, и её можно использовать для прогнозирования техсостояния, то ситуация с элементами конструкций из КМ значительно сложнее. Поэтому в настоящее время наблюдается тенденция к развитию и уточнению методик расчетов на прочность и долговечность элементов из КМ и их соединений с учетом особенностей свойств КМ и характера эксплуатационных нагрузок.
Важным направлением исследований является разработка и совершенствование методов оценки долговечности при нерегулярных режимах нагружения, характерных для реальных условий эксплуатации. В отличие от традиционных материалов (металлов), в композитах при случайных нагрузках (в силу гетерогенной структуры КМ) возникают рассеянные повреждения, для описания развития которых необходимо применение нелинейных моделей процессов исчерпания ресурса.
Несмотря на значительные результаты, полученные специалистами ЦАГИ, ОКБ, ГосНИИ ГА и других организаций, связанных с прочностными исследованиями и эксплуатацией ВС, ряд проблем прочности конструкций из КМ требует уточнений. В частности, это относится к оценкам усталостных свойств при режимах нагружения, характерных для условий эксплуатации.
Также следует отметить, что каждый авиалайнер по решению ИКАО должен быть снабжен кислородными дыхательными системами высокого давления. Эксплуатируемые на сегодня стальные баллоны, применяющиеся в отечественных самолетах в системах жизнеобеспечения, пневмоприводов и пожаротушения, имеют неудовлетворительные весовые характеристики и низкую взрывобезопасность.
Представленная работа ориентирована на создание методов расчетно-экспериментальной оценки ресурсных характеристик авиаконструкций из КМ, основанных на нелинейной теории накопления и суммирования повреждений, что определяет её актуальность, значимость и практическую ценность.
При написании диссертации автор ставил своей целью разработать и усовершенствовать практически реализуемые методы расчетов основных характеристик долговечности авиаконструкций из КМ для обеспечения безопасной эксплуатации ВС. Исходя из поставленной цели, была определена структура диссертационной работы и сформулированы основные задачи:
- уточнить методику оценки долговечности и остаточного ресурса элементов АТ из КМ при эксплуатационных режимах нагружения, которая наиболее соответствует физике деформирования и разрушения композитов;
- уточнить методику расчета динамической устойчивости оболочек сетчатой структуры из КМ, моделирующих отсек фюзеляжа;
- на основе анализа технического состояния элементов конструкций из КМ и их дефектов, выявленных на ВС, предложить рекомендации по ремонту поврежденных агрегатов;
- экспериментально оценить статическую прочность и циклическую долговечности образцов материалов и элементов авиаконструкций из КМ, для прогнозирования эксплуатационного ресурса и проверки адекватности предлагаемых расчетных моделей;
- разработать баллоны систем жизнеобеспечения, пневмоприводов и пожаротушения из КМ с меньшим весом по сравнению с металлическими аналогами и, в то же время, отвечающие требованиям ИКАО по безопасности авиаперевозок;
- предложить новую технологию изготовления соединений «КМ-металлоконструкции»
Автором получены следующие основные результаты, выносимые на защиту :
- результаты экспериментальных исследований образцов материалов на основе наиболее широко применяемых в элементах АТ стекло-, органо- и углепластиков, проведенных на испытательных машинах с автоматизированной системой управления и высокими прецизионными характеристиками;
- методика оценки долговечности и остаточного ресурса элементов АТ из КМ, учитывающая предысторию нагружения и основанная на нелинейной модели накопления усталостных повреждений;
- методика расчета динамической устойчивости оболочек сетчатой структуры из КМ;
- способ соединения «металл-композит» с внедренными в пластик в процессе изготовления (до отверждения) крепежными элементами и расчетно-экспериментальная методика оптимизации стыка;
- комплекс конструктивнно-технологических решений, позволяющий создать металло-композитные баллоны высокого давления с тонкостенным сварным стальным или титановым лейнером, раскрепленным с оптимально спроектированной силовой оболочкой из высокопрочного углеволокна, для снабжения гражданских ВС кислородными дыхательными системами.
Достоверность полученных результатов подтверждена корректным использованием математического аппарата, применением адекватной для КМ нелинейной теории механики деформирования и разрушения, результатами тестовых проверок и сопоставлением результатов расчетов с данными натурных и лабораторных испытаний.
Результаты диссертационной работы практически применимы:
- в научно-исследовательских лабораториях при проведении экспериментальных исследований циклической долговечности материалов и элементов конструкций;
- в НИИ ГА, ОКБ для оценки степени опасности усталостного повреждения и расчетов ресурса авиаконструкций из КМ на стадиях проектирования и эксплуатации;
- для обоснования и расчетов периодичности контроля тонкостенных элементов планера ВС из КМ.
Основные положения диссертационной работы внедрены в ОАО «Туполев» для ремонта руля направления магистрального самолета с использованием неразъемного соединения и установки кронштейнов подвески элеронов самолета Ту-204; в ОНИЛ-15 МГТУ ГА для обоснования режимов нагружения при экспериментальных исследованиях; в учебный процесс при выполнении выпускных квалификационных работ студентами специальностей 160900 «Эксплуатация и испытания А и КТ» и 160901 «Эксплуатация ЛА и Д» и в курсе лекций по дисциплинам «Повреждаемость и живучесть ЛА и АД» и «Перспективные композиционные материалы в конструкциях А и КТ» для магистрантов специальности 160900 МГТУ ГА.
Апробация работы. По теме диссертации опубликовано 6 научных работ, 3 из которых включены в перечень изданий, рекомендованных ВАК для опубликования. Получены 2 патента на изобретения. Материалы диссертационной работы доложены и обсуждены на: Международной научно-технической конференции посвященной 80-летию ГА России «Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества» (г. Москва, МГТУ ГА, 2003, 17-18 апреля), научно-техническом семинаре ОНИЛ-15. В полном объеме они докладывались на расширенном научно-техническом семинаре кафедры «Двигатели летательных аппаратов» МГТУ ГА.
По своей структуре, содержанию и объему диссертационная работа соответствует поставленным задачам и состоит из введения, пяти разделов, выводов и списка использованных источников. Диссертация изложена на 220 печатных листах текста, содержит 99 рисунков, 15 таблиц Библиографический список насчитывает 265 наименований.
Использование композиционных материалов в конструкции планера
При создании: эффективной авиационной техники предъявляются повышенные требованиям к таким характеристикам конструкционных материалов, как малая macca высокие жесткость, прочность и сопротивление усталости при эксплуатационном нагружении. Одними из немногих существующих конструкционных материалов, в той: или» иной степени удовлетворяющими; перечисленными требованиям, к настоящему временив являются; КМ;, Например, однонаправленные углепластики в среднем превосходят легкие сплавы в 4 4,5 раза по удельной прочности; при растяжении вдоль волокон и имеют условный предел выносливости» на базе эксплуатационного числа циклов нагружения до 60 85%. от величины статической прочности по сравнению с ЗО5... - .35% у легких сплавов? [81]; что позволяет считать углепластики перспективными; для; авиастроения» материалами. [35]; [Щ{[109 117], [230]; [232]; [234].
Поскольку механические характеристики КМ в силу структурных особенностей этих материалов: полнее реализуются при изготовлении из них ферм, балок, рам, а также тонкостенных конструктивных- элементов: [60], [83н-86]; [147], [148]; в течение последних двух десятилетий; наблюдается растущая тенденция внедрения КМ (рисунок 1.1) в конструкции всех классов ЛА, включая пассажирские, военные, орбитальные, специальные самолеты и вертолеты, для создания (частично или полностью) несущих обшивок фюзеляжа, крыльев, стабилизатора, поверхностей управления; обтекателей; лопастей винтов; для изготовления (или усиления металлических конструкций) элементов силового набора - лонжеронов, стрингеров, нервюр, шпангоутов - и т.д. [152- 156]. Применение КМ в конструкциях различных зарубежных ЛА проиллюстрировано в таблице 1.1.
В современном авиастроении используются КМ, которые условно можно разделить на два функциональных типа: защитные (молние-, тепло- и т.д.) и конструкционные (для создания как несиловых, так и несущих элементов конструкций) [35], [86] При этом наибольшее распространение получили конструкционные КМ на основе эпоксидных связующих, армированные углеродными, стеклянными и органическими волокнами, а также металлополимерные КМ [86]. К настоящему времени прошли наземную отработку и успешно эксплуатируются десятки агрегатов- ЛА, частично или полностью изготовленных из КМ; накоплен определенный положительный опыт их проектирования создания и эксплуатации [90,229;230].
Внедрение КМ в конструкции гражданских ЛА началось из создания из КМ относительно простых слабо-средненагруженных элементов (элеронов, интерценторов, створок, рулей, щитков и т.д.), не являющихся критическими по условиям безопасности полетов и удовлетворяющих условиям, которые обеспечивают требуемую степень надежности эксплуатации (удобство констроля, простота функционирования; легкость замены и пр.). Это обуславливалось как необходимостью накопить, опыт создания и эксплуатации авиационных конструкций с использованием КМ с наименьшим риском, так и прогнозированию получить максимальный по весовой отдаче эффект от применения КМ в конструкциях гражданских ЛА при создании с помощью КМ именно их слабо- и средненагруженных агрегатов [90]. Данные о прочностных и эксплуатационных характеристиках подобных элементов авиационных конструкций [86], [90] подтверждают возможность обеспечения статической прочности, ресурса и живучести при существенном снижении веса конструкций (без учета узлов соединений) по сравнению с металлическими прототипами (рисунок 1.2). Области применения различных КМ в конструкциях современных гражданских самолетов проиллюстрированы на рисунке 1.3. Следует отметить, что внедрение КМ в конструкции ряда эксплуатирующихся отечественных и зарубежных гражданских ЛА (Ан-72, «Боинг-737», «Боинг-747», Ил-76Т, Як-42 и др.) позволило снизить вес отдельных агрегатов этих ЛА на 10 30% [86]. Например, вес элементов конструкции грузового самолета «Руслан», изготовленных с использованием КМ, в среднем на 25% меньше, чем металлических [90].
Одним из наиболее перспективных направлений внедрения КМ в средненагруженные конструкции гражданских ЛА с точки зрения повышения как весовой, так и экономической эффективности является изготовление из КМ обшивок трехслойных панелей и оболочек с сотовым заполнителем [86], [229], [230]. Для самолетов А300-600 и A310-300 вместо внешних элеронов, предназначенных для управления на небольших скоростях, разработаны и серийно изготавливаются фиксированные задние кромки, включающие сотовые панели с обшивкой из КМ (углепластика) и монолитные нервюры 1-образного сечения. Фирмой Bae («British Aerospce», Великобритания) разработаны сотовые створки мотогондолы для самолета L-1011-500, позволяющие получить снижение массы на 40% по сравнению с металлической конструкцией. При производстве створок экономическая эффективность обеспечивалась за счет использования метода совместной полимеризации и препрегов на тканой основе. Максимальный налет лидера превысил 24.000 часов (5000 полетов). Детальный осмотр не выявил каких-либо повреждений конструкции [230]. Сотовые конструкции с обшивками из КМ успешно эксплуатируются на транспортном самолете Ил-76 (закрылки, тормозные щитки) [163].
Однако применение КМ при создании слабо- и средненагруженных авиационных конструкций не дает возможности существенно облегчить планер, поскольку доля агрегатов в его общем весе составляет относительно небольшую часть. Значительного повышения весовой эффективности гражданских самолетов позволяет добиться использование КМ в основных несущих элементах их конструкций - при создании крыла, оперения и фюзеляжа. Так, разработанные для пассажирского самолета Ту-204 варианты некоторых агрегатов с использованием КМ (стабилизатор, киль, несколько отсеков фюзеляжа), объем применения которых в конструкции планера составляет около 20%, обеспечивают снижение веса ЛА на 7% [90].
Характерное для КМ повышенное сопротивление акустической усталости делает эти материалы перспективными для изготовления лопастей проектируемых в настоящее время турбовинтовентиляторных двигателей, вращающихся со скоростью, близкой к скорости звука. Использование этих двигателей в самолетах ГА позволит, как ожидается, добиться снижения удельного расхода топлива на 20% [90].
Внедрение КМ в несущие конструкции гражданских ЛА, к которым предъявляются повышенные требования по обеспечению безопасной эксплуатации, ограничено объективными трудностями, возникающими вследствие существенного отличия структуры и свойств КМ- от характеристик традиционных конструкционных материалов. Для создания рациональных авиационных конструкций с использованием КМ необходимо решить ряд важнейших проблем в области их проектирования, расчетов и прогнозирования ресурса, разработать и обосновать новые подходы к обеспечению прочности и надежности конструкций [80], [86], [90], [163].
Опыт эксплуатации элементов авиационных конструкций, частично или полностью изготовленных из КМ, говорит о повышенном разбросе характеристик их прочности и выносливости, что обусловлено нестабильностью свойств исходных компонентов КМ (волокон и матриц), отклонениями в ходе технологических процессов формообразования конструктивных элементов и т.д. В связи с отсутствием к настоящему времени достаточного количества апробированных прикладных методик прогнозирования долговечности и оценки эксплуатационного ресурса элементов авиационных конструкций с использованием КМ, регламентирующие документы предписывают при проектировании таких конструкций для гражданских ЛА с помощью традиционных методов закладывать в расчеты дополнительный коэффициент безопасности, равный 1,2 1,25 [86], [90], что не позволяет в полной мере реализовать на практике преимущества КМ перед легкими сплавами и получать желаемый выигрыш в весе при сохранении требуемого уровня надежности.
Накопление повреждений в материалах, находящихся длительное время в напряженном состоянии. Методика определения остаточного ресурса
Изменения со временем механических свойств различных материалов имеют весьма различную природу. Однако, как отмечает Л.М.Качанов [70], «феноменологически эти процессы нередко можно интерпретировать в том или ином смысле как некоторые процессы накопления повреждений, различных дефектов, микропор, трещин. Когда повреждения достигают опасного уровня, происходит разрушение».
Успех разработки методик определения остаточного ресурса и выбора эквивалентных режимов ускоренных испытаний определяется в первую очередь правильностью представления аналитической зависимости функции поврежденности, которую находят обычно из кинетического уравнения. Запись последнего основывается на одной из трех моделей или их комбинаций: деформационной, силовой и энергетической.
В главе 1 подробно рассмотрены эти кинетические уравнения и основанные на них выражения для функции поврежденности. Основное внимание уделено анализу соотношений, полученных Л.М. Качановым, Ю.Н. Работновым, В.В. Москвитиным, А.А. Ильюшиным, П.А. Павловым, Ю.В.Суворовой и другими.
Многие из этих теорий основываются на принципе линейного накопления повреждений, а все они не учитывают наличие, так называемого, инкубационного периода первоначального нагружения. Наиболее полные теоретические и экспериментальные исследования инкубационного периода выполнены А.Я.Гольдманом [39]. Характерной особенностью композитных материалов является то, что «накопление повреждений начинается от некоторого характерного времени после довольно длительного инкубационного периода» (tWi), который «существенно зависит от уровня напряжений и температуры» и может составлять 0,35...0,74 от времени разрушения [37].
Наличие инкубационного периода накопления повреждений формально можно проиллюстрировать следующим образом. При & = ств разрушение происходит практически мгновенно, и продолжительность инкубационного периода f" равна нулю. При а = ат разрушение не происходит — нет повреждений и " =оо Исходя из физического смысла, при напряжениях о ТВ должен существовать инкубационный период t"H #0, так как невозможен мгновенный переход от нуля к бесконечности.
Допуская непрерывность функции а = q (f"), можно предположить, что кривая, описывающая зону инкубационного периода, по виду аналогична кривой от =f(t ), описываемой зависимостью (3.7) (рисунок 3.2). При этом достаточно определить fH для двух значений напряжений сг/ и сг2 Здесь показатель степени w,- является характеристикой материала, зависящей от уровня напряжения азі. Он характеризует степень нелинейности накопления повреждений при действии постоянного напряжения. Было бы целесообразно в дальнейшем выяснить вопрос о зависимости значения mt от истории нагружения.
Соотношение (3.18) является достаточно общим. В частности, при " = 0 и независимости значения тяг- от величины напряжения получаем соотношение В.В.Москвитина, а при дополнительном условии m = 1 -Бейли.
Уравнение (3.18) обеспечивает как нелинейное накопление повреждений, так и их нелинейное суммирование при действии нестационарной нагрузки.
Легко показать, что значение не может быть определено ни из каких экспериментов, а следовательно, невозможно и рассчитать меру поврежденности. Однако, оказывается, что данное понятие позволяет количественно определить величину остаточного ресурса, если задано значение конечного напряжении и известна история нагружения. Покажем это на примере двухступенчатого нагружения.
Пусть в момент времени 0 мгновенно приложено постоянное напряжение Т/ , которое действует в течение времени Jtj Затем напряжение мгновенно изменяется до значения 72 (рисунок 3.3). Если предварительно провести какое-либо двухступенчатое нагружение с уровнями Т/ и т2, но продолжительностью первого этапа отличной от Ati, то становится известным соотношение mi/m2 , и тогда из уравнения (3.23) определяется время до разрушения, то есть остаточный ресурс, при действии напряжения сг2 после первого нагружения продолжительностью Atj Следовательно, один эксперимент при уровнях напряжений а) и оъ и времени действия первого At} позволяет определять остаточный ресурс Atj при любых значениях At і в диапазоне от Одо tj .
Таким образом, хотя и остается неизвестной мера повреждения в момент окончания действия первого напряжения, всегда оказывается возможным определение остаточного ресурса, если задан уровень окончательного нагружения.
На рисунке 3.4 проиллюстрирована суть предложенного метода определения остаточного ресурса At на примере трехступенчатого нагружения. Сплошная и пунктирные кривые соответствуют постоянным значениям мер поврежденности.
Результаты испытаний образцов материалов
Циклические испытания для определения усталостных зависимостей для композита в значительной степени отличаются от аналогичных работ для металлов. Это вызвано особенностями анизотропной структуры композитов. На рисунках 4.14 и 4.15 показаны типичные виды усталостного разрушения образцов из различных композиционных материалов.
Многоцикловая усталость - процесс постепенного накопления повреждений в материале в виде микро и макротрещин, приводящих к разрушению под действием переменных напряжений, не превышающих предела упругости. Такое определение многоцикловой усталости дается стандартом [4] для металлов. Оно вполне приемлемо и для композиционных материалов; на полимерных матрицах.
В-инженерной практике композиты обычно испытываются на; частотах 5; - 25 Гц в; диапазоне: долговечности: 5 104 - ГО7 циклов долговечности на базе 104 относят к малоцикловой: усталости, аувеличениечастотышритолщинах образцов 10 -15:мм приводит к значительному разогреву! образца ж вносит погрешность в- определение предела выносливости. Зависимость, усталостной5 долговечности композитов? на полимерной матрице от уровня напряжений, традиционно представляемая кривой усталости в координатах ст.і - IgN обычно не имеет «истинного» предела выносливости. Помимо уровня действующих напряжений на долговечность» оказывают существенное влияние параметра цикла нагружения; знак. нагрузки, асимметрия цикла и др. До настоящего времени не создана теория усталостной прочности, на основе которой, можно - рассчитать срок службы изделия из композиционных полимерных материалов;, при длительном циклическом нагружении [5]. Поэтому для. рационального использования финансовых средств; необходимы методы экспериментальной оценки сопротивления усталости с учетом; конкретных условий эксплуатации и особенностей конструкции.
Рассмотрим вначале: задачу о. влиянии, асимметрии цикла на усталостные свойства: На- рисунке 4.16 показано, как существенно это сказывается, например, для органопластика. Для; оценки- такого- влияния; строятся диаграммы предельных амплитуд, где графически представлены влияния ат - среднего напряжения и оа - амплитудного значения на предел выносливости. Это иллюстрирует рисунок 4.17.
Диаграммы предельных амплитуд цикла у композитов, в отличие от металлов имеют сильно выраженную несимметричность вследствие различий в сопротивляемости материала на сжатие и на растяжение. По этой причине для построения таких диаграмм приходится проводить усталостные испытания при нескольких асимметриях цикла. В связи с эти существует несколько подходов к аналитическому описанию? диаграмм аа - сгт ,.. представленных в виде геометрически замкнутых фигур .(рисунок 4.17). Можно аппроксимировать контуры диаграмм отрезками прямых, как предложено Гудманом; или отрезками парабол; как предложено Гербером.
Известно много- работ по теории накопления повреждений в композитах. Примерно одинаковое количество работ защищают линейную теорию накоплениям повреждений и пытаются предложить иные гипотезы; суммирования. На научномі уровне можно долго дискутировать по? этому вопросу, но в инженерных задачах нет достаточно, серьезных экспериментальных данных, которые отвергли бы линейную теорию: am-N?=e (4.34) где m , С - константы, зависящие от свойств материала. Таким образом; необходимо построение усталостной кривой на базе циклов Ns , которое равно всему объему циклического воздействия на корпус фюзеляжа за весь срок эксплуатации.
На рисунках. 4.18 и 4.19 приведены результаты испытаний органопластика Армос по исследованию усталостных-, характеристик от частоты нагружениж На рисунках 4.20 и 4121 приведены зависимости предела прочности и модуля упругости от угла армирования стеклопластика на основе ткани Т-42-78 и связующего ЭХД-М; применяемой для изготовления узлов стыковки корпуса фюзеляжа ИЛ-114. Диаграммы усталости однонаправленного органопластика при пульсирующем растяжении ( г = ОД) и пульсирующем сжатии, ( г = 0,1) приведены соответственно на рисунках 4.22 и 4.23. Влияние частоты нагружения на усталостную долговечность углепластика УКН-5000 приведено на рисунке 4.24. На рисунке 4.25 в практически важном для ВС ГА диапазоне приведена диаграмма усталостной долговечности углепластика УКН-5000 на связующем ЭХД-М , из которого намотана оболочка корпуса фюзеляжа. На рисунке 4.26 для органопластика СВМ на связующем ЭХД приведена диаграмма усталостной долговечности и проведено сопоставление экспериментальных результатов с линейной теорией (14) и представлением кривой долговечности в виде суммы двух экспонент аналогично» (91) для длительной прочности.
Результаты обработки экспериментальных данных показывают, что описание усталости по известным зависимостям и предлагаемой методике в диапазоне 102 -т- 105 циклов практически совпадают. Это практически важный диапазон для ВС ГА, т.к. оценочное количество при 30-ти годах эксплуатации составляет 45000 летных часов. Основное отличие наблюдается в зонах уменьшения и увеличения циклов, что практически важно при оценке малоцикловых типов полетов с большой амплитудой нагружения и при оценке возможности продления ресурса. Поэтому использование предлагаемой методики в этих случаях позволит избежать ошибок приближенных расчетных зависимостей.
Результаты проектирования и испытаний металлокомпозитных баллонов высокого давления
В качестве примера рассмотрим результаты расчета и испытаний баллона вместимости 50 л, длиной 962 мм; диаметром 306 мм, с давлением разрушения 63 Мпа со стальным лейнером толщиной 0,5 мм (12Х18М10Т) и углепластиковой силовой оболочкой - арматура угольные волокна Т 8005 и эпоксидное связующее на основе смолы ЭД-20 и ангидридного отвердителя.
Исследование механических характеристик материала баллона проводилось при кратковременном и длительном статическом нагружении и повторно-статическом нагружении.
Реализуемые механические характеристики углепластика определялись на образцах однонаправленного материала и на модельных баллонах с внутренним диаметром 139 мм с использованием тонкостенного (0,5 мм) металлического лейнера из нержавеющей стали 12Х18Н10Т см. рис. 5.3).
Результаты испытаний показали, что механические характеристики рассматриваемых материалов при температуре минус 50С выше, чем при температуре 20С. Это характерно для композиционных материалов с полимерной матрицей. Так, снижение значения предела прочности при растяжении в направлении армирования при нагреве до 80С составляет примерно 3% для углепластика.
Для оценки работоспособности материалов баллона при длительном воздействии внутреннего давления рассматривались результаты испытаний модельных оболочек для разных партий модельных оболочек с изменением температуры в диапазоне -40С до +80С, а база испытаний составляла 120 суток. После длительного статического выдерживания (120 суток) под нагрузкой до 0,5 от разрушающего давления модельные оболочки разгружались. Затем по истечении 10 суток испытывались с целью определения остаточной прочности.
Анализ результатов испытаний оболочек из углепластика показывает, что нагружение внутренним давлением до 0,5 от разрушающего давления длительностью до 120 суток при оговоренных выше температурах не приводит к снижению прочности. Отмечено даже некоторое повышение уровня разрушающего давления.
Ввиду ограниченного объема испытаний на этом материале можно только констатировать, что те режимы длительного статического нагружения, при которых проведены испытания, не снижают прочности.
Деформации ползучести оболочек из углепластика в осевом и тангенциальном направлении при нагружении внутренним давлением р = 0,5рв в условиях комнатной температуры на базе 20 суток развиваются на начальном участке (в течение 2-3 суток), а затем их рост практически прекращается.
После снятия нагрузки наблюдается процесс обратной ползучести, остаточные деформации через 10 суток после разгрузки составили около 0,05 %.
Сопротивление материалов к воздействию циклических нагрузок характеризуется коэффициентом усталостной прочности, который представляет собой отношение значения ограниченного предела выносливости на определенной базе испытаний к значению предела прочности материала при соответствующем виде деформации.
Для рассматриваемого материала при циклическом растяжении в направлении армирования на базах 100 и 1000 циклов1 значения коэффициентов усталостной прочности составляет не менее 0,92-0,96. Учитывая, что число циклов согласно техническому заданию - 80, можно предположить, что чисто циклические нагрузки не являются опасными. Учитывая приведенные выше характеристики используемых материалов и требуемые геометрические параметры баллона, в качестве исходных данных будем использовать параметры, представленные в таблице 5.3.
При проведении расчетов принималась следующая схема:
1 - металлический лейнер воспринимает максимальную нагрузку, определяемую пределом пластичности его материала или достижением общей деформации оболочки баллона больше 0,22 %. При дальнейшем росте давления в баллоне всю нагрузку принимает на себя композиционный материал.
2 - при воздействии внутреннего давления равного испытательному, общая деформация оболочки не должна превышать 0,52 %.
3 - оценка количества циклов нагружения проводится по деформационному критерию Коффина-Менсона
При этом размах пластической деформации в материале лейнера на каждом цикле нагружения рабочим давлением не должен составлять 0,16%.
