Конструктивно-технологічні рішення відновлення несучої здатності пошкоджених панелей обшивки літака шляхом приформування композитної накладки

Размещено на http://www.allbest.ru/

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського

"Харківський авіаційний інститут"

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук

Конструктивно-технологічні рішення відновлення несучої здатності пошкоджених панелей обшивки літака шляхом приформування композитної накладки

Смовзюк Л.В.

Спеціальність 05.07.02 - проектування, виробництво та випробування літальних апаратів

Харків - 2010

Вступ

Якість технічного обслуговування та ремонту має першорядне значення для забезпечення функціонування літального апарата (ЛА) і дотримання високих вимог, що гарантують його безпеку. Водночас тривалість цих робіт і необхідні для їх виконання витрати, що за період експлуатації згідно з оцінками експертів УкрНДІАТ становлять 30…35% від

загальної вартості сучасного літака, безпосередньо впливають на економічність використання авіаційної техніки. Подальше зростання цих витрат у майбутньому зумовлено чіткою тенденцією до ускладнення конструкції ЛА й подовження терміну його експлуатації. Тому на цей час удосконаленню процесів ремонту приділяють велику увагу, як актуальному і перспективному напрямку підвищення загальної економічної ефективності авіаційного транспорту.

Актуальність теми. Згідно зі статистикою, істотну частину ремонтних робіт, що виконують протягом експлуатації літака, складає відновлення працездатності елементів планера, зокрема, усунення різноманітних пошкоджень обшивки. Результати досліджень провідних світових організацій довели, що в цих випадках раціональним методом ремонту

більшості технологічних та експлуатаційних дефектів є приформування ремонтної накладки з полімерного композиційного матеріалу (ПКМ).

Незважаючи на численні переваги цієї технології, на практиці її, як правило, застосовують для ремонту композитних конструкцій і досить обмежено - для відновлення

пошкоджених металевих панелей літака. Але в цих випадках результати ремонту не завжди є оптимальними, оскільки відремонтований елемент найчастіше має завищену вагу і несучу здатність. Таким чином, нераціональний вибір параметрів процесу ремонту призводить до зайвих витрат і невиправданого збільшення ваги літака.

Причиною таких ситуацій є відсутність надійних науково обґрунтованих методик та алгоритмів розроблення процесу ремонту, що базувалися б на розрахунку напружено-деформованого стану (НДС) ремонтованої конструкції і одночасно враховували б вплив геометрії накладки, процесу її приформування і умов виконання робіт на рівень відновлення несучої здатності.

Розробка таких методик дозволить не тільки забезпечити регламентоване відновлення несучої здатності пошкодженої панелі обшивки при мінімальному впливі на її характеристики (жорсткість, вага, НДС і т.ін.), але й скоротити тривалість і витрати на виконання ремонтних робіт шляхом розширення сфери застосування технології ремонту панельних конструкцій із використанням композитних накладок.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Подана дисертація є частиною науково-дослідних робіт, що виконуються у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського "ХАІ". Основу дисертаційної роботи складають результати теоретичних й експериментальних досліджень, які були виконані автором у рамках роботи над темою Д/Р 0106U001060 "Створення наукових основ проектування та виробництва композитних конструкцій аерокосмічної техніки" і науково-дослідним проектом 6-ї Рамкової Програми Європейського Союзу "Advanced sensor and novel concepts for intelligent and reliable processing in bonded repairs" (SENARIO).

Мета і завдання дослідження. Метою дисертації є відновлення несучої здатності пошкоджених авіаційних панельних конструкцій із мінімальними економічними витратами шляхом приформування композитних накладок.

Для досягнення мети дисертації було сформульовано і вирішено такі задачі:

Розроблено методику визначення НДС панельної конструкції, яка має східчасто-змінну товщину, характерну для вибраної технології ремонту.

Досліджено вплив поверхневих дефектів на міцність панельної конструкції.

Розроблено алгоритм визначення параметрів ремонтної накладки для відновлення міцності пошкодженої панельної конструкції до регламентованого рівня.

Вдосконалено методику визначення НДС конструкції, що ремонтується, під час приформування композитної накладки.

Сформульовано алгоритм комплексного вибору раціональних параметрів процесу ремонту панельної конструкції шляхом приформування композитної накладки.

Об'єктом дослідження є процес ремонту панелей обшивки шляхом приформування композитної накладки.

Предметом дослідження є науково обґрунтовані методики вибору ефективного методу ремонту й визначення параметрів його процесу для регламентованого відновлення міцності пошкодженої авіаційної конструкції.

Методи дослідження. Визначення НДС пошкодженої панельної конструкції до і після ремонту виконано в лінійній постановці методами теорії пружності. Вірогідність побудованої математичної моделі підтверджено порівнянням із результатами кінцево-елементного моделювання і експериментальних досліджень. Вплив режиму ствердіння композитної накладки на НДС конструкції досліджено із використанням емпіричних залежностей, що побудовані на основі отриманих стандартними методами даних.

Наведені у роботі результати експериментальних досліджень було отримано в лабораторних умовах за допомогою стандартного обладнання, приладів і методик.

Наукова новизна одержаних результатів

1. Синтезовано математичну модель визначення НДС панелі східчасто-змінної товщини, що враховує специфіку технологічного процесу приформування композитної накладки і особливості подальшої роботи відремонтованої конструкції.

2. Побудовано вдосконалену модель ствердіння термореактивного зв'язуючого, що дозволяє визначати технологічний НДС з урахуванням зміни фізико-механічних характеристик (ФМХ) композиційного матеріалу в процесі ствердіння.

3. Вперше запропоновано алгоритм вибору параметрів процесу ремонту пошкодженої панельної конструкції, що комплексно враховує її власні характеристики, умови виконання ремонтних робіт і технологічні напруження, що при цьому виникають.

Практичне значення одержаних результатів. Наведена дисертаційна робота дозволяє:

аргументовано подовжити ресурс дефектних конструкцій;

раціонально вибрати рівень ремонту конструкцій з поверхневими дефектами;

визначити ефективні параметри процесу ремонту, що надалі скоротить витрати на ремонт авіаційних панельних конструкцій і приведе до зростання економічної ефективності авіаційного транспорту.

Особистий внесок здобувача полягає у розробленні математичної моделі для визначення НДС панелей східчасто-змінної товщини та її застосування для визначення ефективних параметрів процесу ремонту елементів обшивки літака шляхом приформування композитної накладки. Формулювання задачі дисертаційної роботи і визначення можливих шляхів її розв'язання виконано автором спільно з науковим керівником доцентом Шевцовою М.А. Її участь в обговоренні виконаних автором теоретичних і експериментальних досліджень мала велике значення для отримання результатів, придатних для практичної діяльності.

У роботах, що опубліковані у співавторстві, здобувачу належить таке:

у роботі [1] - математична модель визначення НДС панелі східчасто-змінної товщини;

у роботі [3] - метод визначення НДС конструкції в процесі ствердіння з урахуванням зміни ФМХ композиційного матеріалу.

Апробація результатів дисертації. Основні теоретичні положення та практичні результати дисертації було наведено на II науково-технічній конференції молоді та студентства "Сучасні проблеми ракетно-космічної техніки і технології" (м. Харків, 2005 р.), щорічних міжнародних науково-технічних конференціях "Інтегровані комп'ютерні технології в машинобудуванні" (м. Харків, 2006, 2007, 2008 рр.), VII міжнародній науковій конференції "Математичні проблеми механіки неоднорідних структур" (м. Львів, 2006 р.), XXIX міжнародній конференції "Композиционные материалы в промышленности" (м. Ялта, 2009 р.), а також щорічних конференціях професорсько-викладацького складу Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського "ХАІ" (2004 - 2009 рр.).

Публікації. Основні результати дисертаційної роботи викладені у 4 статтях, що опубліковані у профільних виданнях, включених до Переліку №1 ВАК України від 1999 р.

Структура і обсяг роботи. Дисертація складається із вступу, чотирьох розділів, висновків і викладена на 146 сторінках машинописного тексту. Робота містить 126 сторінок основного тексту, 50 ілюстрацій, 14 таблиць і список використаних джерел із 114 найменувань.

1. Основний зміст роботи

У вступі обґрунтовано актуальність проблеми вдосконалення методів ремонту авіаційних панельних конструкцій; сформульовано мету роботи, її наукову новизну і практичне значення; наведено визначення предмета і об'єкта досліджень; відзначено особистий внесок здобувача, а також наведено відомості про апробацію основних результатів роботи.

В першому розділі розглянуто вплив сучасних світових тенденцій розвитку авіаційної галузі на зростання потреб у виконанні ремонтних робіт й доведено необхідність удосконалення процесів ремонту для підвищення економічної ефективності авіаційного транспорту.

Обґрунтовано вибір панельних конструкцій обшивки для подальшого дослідження через їх схильність до експлуатаційних пошкоджень і важливість для забезпечення функціонування ЛА. На основі аналізу існуючих технологій відновлення несучої здатності металевих і композитних панелей доведено, що приформування композитної накладки є раціональним й універсальним методом усунення більшості поширених дефектів. У зв'язку з цим наведено огляд новітніх робіт, які присвячені проектуванню ремонтної накладки та оцінюванню технологічних напружень, що виникають у процесі її приформування; проаналізовано запропоновані методики та виявлено їхні переваги та недоліки.

У розділі сформульовано комплексний підхід до розроблення процесу ремонту, що має забезпечити відновлення несучої здатності пошкодженої конструкції до регламентованого рівня з мінімальними економічними витратами. Цей алгоритм містить:

обґрунтований вибір рівня ремонту;

визначення параметрів ремонтної накладки і температурно-часового режиму її ствердіння з урахуванням їх взаємного впливу;

загальну оцінку ефективності розробленого процесу ремонту за ступенем відновлення несучої здатності конструкції та низкою економічних критеріїв.

У цьому ж розділі наведено задачі, які було вирішено для досягнення мети роботи.

У другому розділі побудовано математичну модель НДС шаруватої анізотропної оболонки подвійної кривини, що являє собою загальний випадок геометрії авіаційної панелі й має східчасту зміну товщини у вигляді накладки або ненаскрізного вирізу.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Оскільки у клейовому шарі, що забезпечує спільну роботу конструкції і підсилювальної накладки, можуть виникати значні деформації поперечного зсуву, під час розроблення моделі було прийнято припущення щодо виконання гіпотези прямої лінії в межах кожного окремого шару (рис. 1). При цьому спільне деформування шарів оболонки забезпечується виконанням умови неперервності переміщень на поверхнях їхнього сполучення.

Для зведення тривимірної задачі теорії пружності до двовимірної і побудови розв'язку з використанням методу Рітца-Тимошенка в роботі запропоновано задавати переміщення точок поверхонь сполучення шарів у вигляді функцій двох змінних (1), що задовольняють умови закріплення торців.

(1)

де, і - деякі функції, що забезпечують виконання граничних умов;

; і - невідомі коефіцієнти, що підлягають визначенню;

- ступінь полінома, що визначає переміщення точок панелі.

Відповідно до прийнятого припущення тангенціальні переміщення точок і-го шару

та розподіляються лінійно по його товщині і визначаються згідно з (2):

(2)

Нормальне переміщення є однаковим для всіх шарів оболонки внаслідок прийняття припущення про відсутність обтиснення.

Компоненти деформації, що виникає у конструкції, пов'язані із переміщеннями лінійними геометричними співвідношеннями з урахуванням коефіцієнтів Ламе для оболонки із постійними радіусами кривини і .

Напруження і деформації і-го шару пов'язані між собою узагальненим законом Гука, що враховує наявність лише однієї площини пружної симетрії, яка паралельна до серединної поверхні оболонки, для кожного окремого шару і нехтуючу малість поперечних напружень .

Моделювання східчастої зміни товщини оболонки або локальної зміни її ФМХ виконувалося шляхом завдавання коефіцієнтів матриці жорсткості відповідних шарів за допомогою спеціальних функцій. У тих випадках, коли зона зміни характеристик мала прямокутну форму, функції та , що моделювали накладку і виріз відповідно, мали вигляд

(3)

де - функція Хевісайда;

, - координати лівої та правої межі зони східчастої зміни товщини в і_му шарі оболонки по осі і відповідно.

Для визначення НДС використовували енергетичний підхід, згідно з яким функціонал повної енергії деформування оболонки дорівнює сумі енергій деформування окремих шарів панелі з урахуванням роботи зовнішніх сил.

,(4)

де - сумарна робота зовнішніх сил, що діють на панель;

і - координати поверхонь, які обмежують і-й шар (див. рис. 1);

- кількість шарів у панелі.

У випадку локального нагрівання або усадки додатково враховували роботу внутрішніх зусиль , і (рис. 2):

Размещено на http://www.allbest.ru/

де

;

; ;

, і є сумарними температурними і усадковими напруженнями, що пов'язані із відповідними

сумарними деформаціями (6) узагальненим законом Гука.

.(6)

де і - коефіцієнти лінійного температурного розширення і усадки матеріалу і-го шару у відповідних напрямках.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Після отримання наближеного розв'язку в переміщеннях на основі варіаційного принципу Лагранжа можуть бути остаточно визначені напруження і деформації в будь-якій точці досліджуваної конструкції (рис. 3).

Для підтвердження вірогідності розробленої математичної моделі деформований стан панелі східчасто-змінної товщини було досліджено експериментально методом голографічної інтерферометрії.

Для кожного з досліджуваних зразків було отримано голографічні інтерферограми, оброблення і аналіз яких (приклад див. на рис. 4) довели таке:

поле переміщень , що отримане експериментально, відповідає розрахованому теоретично;

максимальна похибка значень прогину (див. табл. 1) не перевищує 7%, що свідчить про хорошу збіжність результатів.



Рис. 4. Обробка інтерферограми прогину панелі з вирізом, зміщеним відносно центра

Таблиця 1 Порівняння результатів

Зразок	Wт, мкм	Wе, мкм	е, %	ДWт, %	ДWе, %
Цілий	9,96	10,395	4,27	-	-
Виріз у центрі	10,89	11,646	6,72	9,33	12,03
Виріз зміщено відносно центра	10,14	10,847	6,74	1,84	4,35

Результати експериментальних досліджень деформованого стану панелі східчасто-змінної товщини було доповнено порівнянням обчислених теоретично напружень із результатами моделювання методом

кінцевого елемента. Це дозволило зробити остаточний висновок щодо вірогідності запропонованої математичної моделі НДС криволінійної оболонки східчасто-змінної товщини.

Третій розділ роботи присвячено дослідженню впливу поверхневих дефектів на міцність панельної конструкції з метою раціонального вибору рівня їх ремонту.

Залишкову міцність оцінювали залежно від форми, розташування, розмірів і глибини пошкодження, а також власних характеристик конструкції, як-то розміри, ФМХ і структура матеріалу. Для визначення ступеня впливу дефекту використовували коефіцієнт зниження міцності:

,(7)

де и - максимальні значення еквівалентних напружень у цілій панелі та панелі з дефектом відповідно, що обчислені згідно з енергетичним критерієм Мізеса-Хілла (8) з урахуванням зміни нормальних напружень , і дотичного напруження за товщиною:

.(8)

Необхідно зазначити, що наведені у роботі результати числових досліджень були отримані під час аналізу НДС композитної панелі з розшаруванням, в зоні якого матеріал виключається з роботи через нездатність з тих чи інших причин сприймати й передавати зовнішні навантаження. Аналогічно може бути досліджено вплив зони корозії металевої конструкції, в якій відбулося значне зменшення товщини панелі.

Рис. 5. Залежність коефіцієнта зниження міцності від форми дефекту

На першому етапі було продемонстровано незначний вплив форми дефекту на залишкову міцність панельної конструкції. Згідно із графіками на рис. 5 при зміні типу кривої, що обмежує дефект, або співвідношення його розмірів у плані (для ), значення коефіцієнта зниження міцності змінюються в межах 1…3,5%. Дефекти із співвідношенням сторін на цьому етапі не розглядались як менш небезпечні.

Рис. 6. Залежність коефіцієнту зниження міц-ності від геометричних параметрів дефекту

Необхідність одночасного врахування площі й глибини дефекту обґрунтовано результатами оцінювання впливу цих параметрів на коефіцієнт зниження міцності K (рис. 6). Протягом числових досліджень установлено можливість отримання емпіричної залежності виду (9) для обчислення коефіцієнта зниження міцності залежно від геометричних параметрів дефектів.

,(9)

Де

і

- відносні площа та глибина дефекту відповідно.

Оцінювання впливу розташування дефекту в площині панелі на коефіцієнт зниження її міцності К довело, що даний чинник доцільно враховувати лише для високонавантажених відповідальних конструкцій. Для середньо- та слабонавантажених елементів рекомендовано нехтувати впливом розташування дефекту для зниження кількості розрахунків.

Рис. 7. Залежність коефіцієнта зниження міцності від співвідношення розмірів сторін панелі

Результати дослідження залишкової міцності пошкодженої конструкції залежно від її власних геометричних характеристик показали таке:

коефіцієнт зниження міцності не залежить від розмірів панелі в плані та її товщини при постійних значеннях відносної площі і глибини дефекту;

чутливість конструкції до наявності дефекту асимптотично підвищується при збільшенні її подовження (рис. 7).

У цьому розділі також продемонстровано можливість зниження витрат на діагностику пошкоджень і ремонт авіаційних конструкцій шляхом раціонального вибору матеріалу та структури панелі. Одержані результати демонструють різницю залежностей коефіцієнта зниження міцності від площі дефекту для панелей, що мають різні схеми укладання шарів і ФМХ матеріалу. Тому вважають доцільним на етапі проектування елементів ЛА враховувати не лише вагову, функціональну або економічну ефективність вибраного матеріалу, але і його чутливість до наявності типових експлуатаційних дефектів.

Аналіз одержаних результатів дозволяє обґрунтовано свідчити про неефективність сучасних норм, що регламентують ремонт поверхневих пошкоджень і розшарувань у композитних панелях, встановлюючи єдине обмеження на площу дефекту незалежно від його глибини і власних розмірів конструкції. Тому раціональний вибір рівня ремонту конкретної конструкції з відомим пошкодженням має ґрунтуватися на результатах оцінювання її залишкової міцності, що може бути виконане із використанням запропонованої у другому розділі математичної моделі.

Для тих випадків, коли необхідно вказати мінімальні розміри дефекту, усунення якого в даній конструкції слід виконувати за допомогою підсилювальної накладки, в розділі розроблено методику вибору рівня ремонту, що враховує вплив описаних вище чинників на залишкову міцність панелі. Цінність запропонованої методики полягає в тому, що вона дозволяє не лише повністю виключити інтуїтивний підхід при виборі рівня ремонту, але й істотно знизити кількість розрахунків, що необхідні для розроблення ефективних норм виконання ремонтних робіт.

Четвертий розділ роботи присвячено безпосередньо розробленню процесу ремонту пошкодженої панельної конструкції, для якої необхідність установлення підсилювальної накладки попередньо обґрунтована. Це полягало у виборі матеріалу і геометричних параметрів ремонтної накладки, а також визначенні температурно-часового режиму її приформування.

Зважаючи на те, що метою роботи є відновлення несучої здатності пошкодженої конструкції з мінімальними економічними витратами, під час визначення параметрів

процесу ремонту враховували такі вимоги:

1. Надійність роботи відремонтованої конструкції, що гарантована таким:

міцність відремонтованої панелі відновлена до регламентованого рівня для забезпечення працездатності всього ЛА:

Тут і надалі індекси «п» і «н» визначатимуть «панель » і «накладку» відповідно.;(10)

напруження поперечного зсуву в клейовому шарі не перевищують припустимих значень для запобігання відклеювання накладки під час експлуатації:

;(11)

напруження у ремонтній накладці не перевищують межу міцності вибраного КМ, щоб попередити її руйнування під дією експлуатаційних навантажень:

.(12)

2. Мінімальний вплив на характеристики відремонтованої конструкції (вага, жорсткість, гладкість поверхні і т. ін.)

3. Мінімальні економічні витрати й тривалість виконання ремонтних робіт.

У першій частині цього розділу наведено результати досліджень впливу геометричних і фізико-механічних параметрів накладки на виконання умов (10) - (12), її власну вагу і площу зони ремонту. Для зручності ліві частини нерівностей (10) і (12) надалі позначатимуться як коефіцієнти навантаженості панелі і накладки відповідно.

Аналіз розподілу навантажень у відремонтованій конструкції залежно від пружних характеристик матеріалів (рис. 8) довів, що у випадку накладка недовантажена

Рис. 8. Вплив співвідношення пружних характеристик пошкодженої конструкції і композитної накладки на визначення її товщини

тим більше, чим більше різниця модулів пружності, тоді як у противному разі () недовантаженою залишається ремонтована панель. Згідно з цим рекомендовано вибирати матеріал накладки, пружні характеристики якого дорівнюють пружним характеристикам конструкції, що підлягає ремонту, або перевищують їх. Це дозволить отримати більш рівномірно навантажену конструкцію і зменшити, таким чином, її вагу.

Можливість збільшення міцності відремонтованої конструкції за рахунок раціонального вибору форми накладки при однакових значеннях її товщини та площі демонструють результати числових досліджень, наведені в табл. 2. Згідно з розрахунками руйнівне

навантаження для панелі, посиленої еліптичною накладкою, на 8,3…21,8% вище, ніж для панелей з накладками прямокутної, круглої та квадратної форми. Але, враховуючи технологічні аспекти, перевагу слід надавати більш простим у виробництві восьмикутним накладкам, при використанні яких руйнівне навантаження зменшується лише на 2% порівняно з еліптичною накладкою.

У табл. 2 - відношення руйнівних навантажень відремонтованої і непошкодженої конструкцій;

Таблиця 2 Вплив форми і подовження накладки на критерії працездатності відремонтованої конструкції (10) - (12)

Критерії працездатності	Форма накладки	Подовження прямокутної накладки
	Круг	Квадрат	4-кутник	Еліпс	8-кутник	0,5	1	1,5	2	2,5
	1,09	1,14	0,87	0,75	0,78	1,68	1,14	1,07	0,87	0,76
	0,83	0,97	0,72	0,6	0,63	1,41	1,07	0,87	0,72	0,69
	0,59	0,59	0,82	0,79	0,84	0,45	0,59	0,73	0,82	0,93
,%	95,8	93,7	107,2	115,5	113,2	77,2	93,7	96,7	107,2	107,1

Подальша оптимізація ваги відремонтованої конструкції може бути досягнута шляхом підбору оптимального співвідношення характерних розмірів накладки вибраної форми з урахуванням виконання умови (11). Як приклад, у табл. 2 продемонстровано вплив подовження прямокутної накладки на рівень руйнівного навантаження.

Заключним етапом проектування накладки є визначення її геометричних розмірів, що забезпечували б надійну роботу відремонтованої конструкції. Результати досліджень накладки постійної товщини довели, що основними критеріями вибору її розмірів є відновлення міцності пошкодженої панелі (10) і виконання умови працездатності клейового шару (11), тоді як сама накладка залишається істотно недовантаженою (див. стовпчик №2 у табл. 3). Це можна пояснити таким:

при збільшенні товщини накладки значне зниження коефіцієнтів завантаженості і супроводжується зростанням напружень поперечного зсуву в клейовому шарі ;

збільшення розмірів накладки в плані істотно знижує напруження поперечного зсуву , але мало впливає на коефіцієнти навантаженості і .

Перехід до накладки змінної східчастої товщини істотно знижує напруження в клейовому шарі, що дозволяє зменшити її розміри та мінімізувати площу зони ремонту. Із збільшенням кількості східців розподіл навантаження між елементами ремонтного з'єднання стає більш рівномірним, що підвищує ефективність використання матеріалу.

Наведені у табл. 3 результати демонструють можливість зниження витрат матеріалу і ваги накладки майже на 70% шляхом оптимізації її поперечного перерізу.

Таблиця 3 Характеристики конструкції, що підсилена накладкою із різною кількістю східців

Критерії працездатності	Кількість східців накладки
	0	1	2
	0,97	0,998	0,90
	0,65	0,68	0,85
	0,997	0,74	0,78
, %	100,3	100,1	105,4
, %	100	81	33
, %	100	87	28

У табл. 3: - відношення руйнівних навантажень відремонтованої і непошкодженої конструкцій;

- витрати матеріалу порівняно з накладкою постійної товщини;

- площа зони ремонту порівняно з накладкою постійної товщини.

Враховуючи складний характер впливу форми і розмірів накладки на характеристики відремонтованої панелі, що підтверджено результатами числових досліджень, для підвищення ефективності процесу ремонту було розроблено алгоритм проектування композитної накладки змінної товщини. Результатами реалізації цього алгоритму є геометричні параметри накладки, встановлення якої дозволить отримати конструкцію: а) заданої міцності; б) мінімальної маси; в) максимально близьку до рівноміцності.

Друга частина цього розділу присвячена дослідженню технологічних напружень, що виникають у процесі приформування композитної накладки, і оцінюванню їх впливу на несучу здатність відремонтованої конструкції.

Для цього було розроблено математичну модель зміни ФМХ композиційного матеріалу в процесі його ствердіння. В рамках цієї моделі для визначення кінетики ствердіння, в'язкості і усадки зв'язуючого були використані отримані при виконанні проекту SENARIO емпіричні залежності цих параметрів від температури і часу ствердіння для епоксидного зв'язуючого Hysol EА9396.

При побудові математичної моделі з урахуванням різкої зміни в'язкості зв'язуючого під час переходу з рідкого стану в пружний було прийнято припущення щодо виникнення технологічних напружень у конструкції лише після гелеутворення. Це еквівалентно завданню модуля пружності у вигляді:

,(13)

де - поточне значення ступеня ствердіння;

- час гелеутворення;

- модуль пружності зв'язуючого, ступінь ствердіння якого дорівнює 100%.

Додатково було прийнято, що:

коефіцієнт Пуассона і коефіцієнт лінійного температурного розширення (КЛТР) зв'язуючого не залежать від ступеня ствердіння;

залежністю пружних характеристик компонентів КМ від температури можна знехтувати внаслідок незначних температур ствердіння полімерів;

КЛТР зв'язуючого є відомою функцією температури.

Значення поточних пружних характеристик однонаправленого моношару, що є функціями характеристик армуючого матеріалу і зв'язуючого (14) у відповідний момент процесу ствердіння, обчислювали за відомими залежностями, наведеними у роботі. Тканий матеріал розглядали як пакет, що складається з двох однакових моношарів зі схемою укладання [0є, 90є].

Для визначення НДС конструкції під час ствердіння композитної накладки використовували математичну модель панелі східчасто-змінної товщини, описану у другому розділі. Напруження, що виникають на кожному етапі типового процесу формування під дією зовнішніх і внутрішніх силових чинників, схематично показані на рис. 9.

Рис. 9. Типова температурно-часова залежність процесу ствердіння полімерного зв'язуючого

Технологічні напруження в конструкції, характеристики якої змінюються, визначали як суму напружень, що виникають в окремі відрізки часу, в межах яких:

температурні й усадкові напруження викликані відповідною зміною температури і усадки:

(15)

модуль пружності й КЛТР зв'язуючого є остійними та дорівнюють:

;.(16)

За допомогою такого підходу обґрунтовано необхідність урахування умов виконання ремонтних робіт (закріплення конструкції й методу реалізації нагрівання) при розробленні процесу ремонту. Показані на рис. 10 результати демонструють більш нерівномірний розподіл залишкових технологічних напружень, що виникають при виконанні ремонту без попереднього демонтажу із використанням локального нагрівання, порівняно з напруженнями, які викликані формуванням накладки в автоклаві. Зниження руйнівного навантаження відремонтованої конструкції за наявності залишкових напружень у цих випадках становить 18 і 8,5% відповідно. Це підтверджує, що польовий ремонт, незважаючи на його простоту й економічність, не завжди може бути застосований для гарантованого відновлення несучої здатності.

Для оцінки впливу параметрів температурно-часового режиму процесу приформування на технологічний НДС відремонтованої конструкції для різних швидкостей розігрівання з'вязуючого, температур і часу ствердіння накладки були проведені:

числові дослідження поточних і залишкових напружень у ремонтованій конструкції, підсилюючій накладці і клейовому шарі;

експериментальні й числові дослідження деформацій, що виникають в алюмінієвій панелі та вуглепластиковій накладці протягом процесу приформування та наприкінці його.

Аналіз отриманих результатів дозволив зробити такі висновки:

підвищення температури формування приводить до зниження залишкових напружень в конструкції, але підвищує їх поточні значення на стадіях нагрівання і температурної витримки;

підвищення швидкості розігрівання зв'язуючого призводить до зростання залишкових напружень через те, що незначного розширення конструкції на стадії нагрівання недостатньо для компенсації стискальних напружень, що виникають при охолодженні;

теоретично при певних комбінаціях швидкості розігрівання і температури ствердіння може бути отримана конструкція з нульовими залишковими напруженнями;

припустимий рівень залишкових напружень у відремонтованій конструкції не є гарантією якісного ремонту, оскільки високі поточні напруження можуть призвести до виникнення прихованих дефектів (тріщин, розшарувань) і навіть руйнування ремонтного з'єднання (рис. 11б) під час приформування підсилювальної накладки;

вірогідність гіпотези про виникнення технологічних напружень після гелеутворення підтверджена задовільною точністю збігу точки перегину графіка повної деформації композитної накладки із моментом гелеутворення, вирахуваним теоретично;

запропонований метод визначення НДС конструкції в процесі формування досить точно описує зростання деформацій і напруження на стадії розігрівання і витримки (різниця значень, отриманих експериментально і розрахованих теоретично, становить 6…9%);

точне визначення залишкових технологічних напружень можливе лише за умови врахування релаксаційних процесів на стадії охолодження.

Підводячи підсумки, слід зазначити, що формально вибір ФМХ і геометрії ремонтної накладки визначається вимогами до відновлення міцності конструкції, тоді як оптимізацію режиму приформування виконують з метою мінімізації залишкових технологічних напружень. Однак насправді конструктивні й технологічні параметри процесу ремонту тісно пов'язані між собою, оскільки:

умови ствердіння композитної накладки визначають рівень залишкових напружень у конструкції, що має бути компенсований за рахунок додаткового підсилення;

усадка полімерного зв'язуючого, різниця жорсткостей і коефіцієнтів лінійного розширення матеріалів панелі та накладки і, перш за все, розміри підсилення обумовлюють рівень технологічних напружень.

авіаційний панельний ремонтний деформований

Рис.12. Комплексний алгоритм визначення параметрів процесу ремонту висновки

Тому для забезпечення надійності подальшої експлуатації відремонтованої конструкції в роботі запропоновано комплексний алгоритм вибору конструктивних і технологічних параметрів процесу ремонту.

У цьому алгоритмі використано розроблені автором методики вибору геометричних параметрів ремонтної накладки та розрахунку технологічного НДС і запропоновано послідовність визначення і корегування параметрів процесу ремонту, які гарантуватимуть регламентоване відновлення міцності конструкції. В той же час урахування наявності й вартості необхідних матеріалів, прямих витрат на виконання ремонтних робіт, часу простою ЛА і т. ін. дозволяє оптимізувати процес ремонту з економічної точки зору.

Отже, під час розв'язання задач, спрямованих на відновлення несучої здатності пошкоджених панельних авіаційних конструкцій з мінімальними економічними витратами шляхом приформування композитної накладки було отримано наступні результати:

Розроблено математичну модель для визначення НДС закріпленої довільним чином анізотропної оболонки східчасто-змінної товщини під дією зовнішніх навантажень, зміни температурного поля і внутрішніх силових чинників. З урахуванням особливостей роботи відремонтованої конструкції й самого процесу ремонту при побудові зазначеної моделі було передбачено такі можливості:

визначення напружень поперечного зсуву для оцінювання працездатності клейового шару;

моделювання локальної зміни ФМХ окремих шарів у зоні ремонту;

моделювання локального нагріву конструкції та усадки зв'язуючого.

Вірогідність математичної моделі підтверджена експериментальними дослідженнями і кінцево-елементним аналізом.

Виконано числові дослідження зниження міцності панельної конструкції залежно від параметрів поверхневого дефекту та її власних характеристик, які:

виявили незначний (в межах 1…3,5%) вплив форми і подовження дефекту на тзалишкову міцність пошкодженої панелі;

довели необхідність урахування глибини пошкодження при оцінюванні залишкової міцності;

продемонстрували можливість підвищення живучості схильних до експлуатаційних пошкоджень конструкцій шляхом раціонального вибору ФМХ матеріалу і схеми укладання шарів пакета;

обґрунтували необхідність урахування габаритних розмірів і подовження панелі, із збільшенням якого чутливість конструкції до наявності пошкодження зростає до 20%;

продемонстрували можливість отримання емпіричної залежності, яка дозволяє з високою точністю (у наведеному прикладі похибка становить 1,6%) обчислювати коефіцієнт зниження міцності панелі для відомих параметрів дефекту;

однозначно довели неефективність сучасних норм, що регламентують ремонт поверхневих пошкоджень в композитних конструкціях.

Розроблено методику вибору раціонального для забезпечення міцності рівня ремонту поверхневого пошкодження, що враховує розміри панелі та параметри дефекту.

Надалі запропонована методика, доповнена відповідними дослідженнями стійкості панелі і аналізом зростання дефектів під дією навантажень, може використовуватися для розроблення обґрунтованих норм ремонту авіаційних конструкцій, застосування яких підвищить загальну ефективність експлуатації авіаційного транспорту.

На основі результатів числових досліджень впливу параметрів композитної накладки на міцність ремонтованої панелі:

проаналізовано вплив ФМХ накладки на критерії працездатності відремонтованої конструкції і сформульовано практичні рекомендації щодо їх вибору;

продемонстровано можливість підвищення міцності відремонтованої конструкції шляхом раціонального вибору форми і подовження ремонтної накладки. У розглянутому прикладі використання еліптичної накладки приводить до зростання руйнівного навантаження на 8,3…21,8% порівняно з прямокутною, круглою та квадратною накладкою рівної площі;

оцінено ступінь впливу розмірів накладки на міцність відремонтованої конструкції і продемонстровано можливість істотного зниження ваги багатошарової накладки (у наведеному прикладі до 70%) шляхом оптимізації її поперечного перерізу.

З урахуванням виявлених закономірностей розроблено методику вибору ефективних геометричних параметрів ремонтної накладки змінної товщини, що забезпечують працездатність відремонтованої конструкції при мінімальному збільшенні її ваги і витратах матеріалу.

Запропоновано вдосконалену методику визначення технологічних напружень, що виникають під час ствердіння композитної накладки у ремонтованій конструкції, яка:

враховує зміну ФМХ і усадку зв'язуючого впродовж процесу формування;

враховує вплив умов виконання ремонтних робіт;

дозволяє оцінювати напруження в ремонтованій конструкції на будь-якому етапі процесу формування момент для запобігання руйнуванню клейового з'єднання на стадії ремонту.

Обґрунтованість прийнятих при моделюванні зміни ФМХ припущень підтверджена порівнянням з експериментальними даними.

Розроблено комплексний алгоритм для визначення ефективних параметрів процесу ремонту панельної конструкції шляхом приформування композитної накладки, який містить вибір раціонального рівня ремонту на основі оцінювання залишкової міцності пошкодженої конструкції; визначення геометричних параметрів ремонтної накладки; врахування технологічного НДС ремонтованої конструкції при ствердінні КМ накладки; оцінку економічної ефективності розробленого процесу ремонту з урахуванням наявності і вартості використовуваних матеріалів, прямих витрат на виконання ремонтних робіт і часу простою ЛА.

Отримані за допомогою запропонованого алгоритму параметри процесу ремонту гарантують відновлення міцності пошкодженої панельної конструкції до необхідного рівня з мінімальними економічними витратами

Результати дисертаційної роботи використані при підготовці студентів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського "ХАІ" за фахом "Проектування та виробництво виробів із композиційних матеріалів", в конструкторських розробках ДП "Антонов" і програмному забезпеченні автоматичної системи контролю процесу ремонту, що була створена в рамках проекту 6-ї Рамкової Програми ЄС SENARIO.

Список наукових праць здобувача за темою дисертації

1. Шашкова Л.В. Определение напряженно-деформированного состояния анизотропной пластины переменной толщины / Л.В. Шашкова, М.А. Шевцова // Авиационно-космическая техника и технология. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т "ХАИ", 2006. - Вып. 5. - С. 15 - 20.

2. Смовзюк Л.В. Экспериментальное исследование деформированного состояния пластин ступенчато-переменной толщины/ Л.В. Смовзюк // Авиационно-космическая техника и технология. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т "ХАИ", 2008. - Вып. 2. - С. 27 - 31.

3. Смовзюк Л.В. Моделирование поведения ремонтируемой конструкции в процессе отверждения / Л.В. Смовзюк, М.А. Шевцова, А.В. Гайдачук // Авиационно-космическая техника и технология. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т "ХАИ", 2008. - Вып. 6. - С. 11 - 16.

4. Смовзюк Л.В. Исследование влияния параметров расслоения на несущую способность панелей из композиционных материалов / Л.В. Смовзюк // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т "ХАИ", 2010. - Вып. 1(61). - С. 58 - 67.

Размещено на Allbest.ru