Эксплуатационная долговечность элементов авиаконструкций из композиционных материалов

- недостаточная эффективность методов неразрушающего контроля.

На основании проведенного анализа состояния вопроса обеспечения прочностных и ресурсных характеристик авиаконструкций  из КМ сформулированы цели и задачи диссертационной работы и  определена ее структура.

Второй раздел  посвящен исследованию особенностей деформирования и разрушения КМ по данным литературных источников. Анализируются существующие модели деформирования и накопления повреждений. Формулируются требования к разрабатываемой уточненной нелинейной модели накопления повреждений. Дается описание оборудования и технологии проведения эксперимента.

Основополагающими работами в области исследований кинетики усталостных повреждений, анализа долговечности и живучести конструкций являются труды С.В. Серенсена, В.В. Болотина, В.П. Когаева, А.Н. Махутова, В.С. Стреляева, В.Т. Трощенко, Е.М. Морозова, М.Н. Степнова, В.В. Никонова, Джо. Ирвина, Д. Броека, Т. Екобори, Ирвина-Гриффитса и др. Влияние факторов эксплуатационной нагруженности на процесс распространения усталостных трещин изучалось в работах Н.И. Гриненко, А.Ф. Селихова, В.Л. Райхера, А.С. Гусева, А.З. Воробьева, В.В. Никонова, В.С. Шапкина, А.Б. Злочевского, О. Уилера, Дж. Вилленборга, И.Шийве, С. Смита, С. Мацуока и других ученых. Механике разрушения КМ посвящены работы С.А. Амбарцумяна, В.Г., Баженова, А.И. Гольденблата, А.А. Ильюшина, В.А. Копнова, А.К. Малмейстера, В.В. Москвитина, Л.И. Огибалова, Ю.Н. Работнова, В.Д. Протасова, Ю.В. Суворовой, В.П. Тамужа. Особенностью процессов накопления повреждений является наличие так называемого «инкубационного»  периода, в процессе которого не происходит существенного изменения структуры  материала, а прочностные характеристики остаются приблизительно на одном уровне. Длительность инкубационного периода существенно зависит от уровня действующих напряжений и температуры. После инкубационного периода в КМ идет рост скорости накопления повреждений с последующим её замедлением. Существующие эмпирические модели накопления повреждений не являются универсальными и удовлетворительно согласуются лишь с конкретными условиями проведения экспериментальных исследований. В связи с этим возникает необходимость проведения целевого эксперимента и конкретизации модели под конкретный тип нагружения.

Таким образом, необходима разработка нелинейных моделей, основанных на физической сущности деформирования материала.

Существующие кинематические модели повреждений можно классифицировать по трем группам: деформационные, силовые и энергетические.

Проведенный в диссертационной работе сопоставительный анализ перечисленных подходов свидетельствует, что предложенные разными авторами зависимости требуют для определения входящих в уравнения констант проведения значительного объема дорогостоящих и длительных экспериментальных исследований. Кроме того, область применения разработанных к настоящему времени  моделей ограничивается узким диапазоном изменения напряжений и температур.

В связи с этим  сформулирована задача построения нелинейной модели накопления повреждений, учитывающая особенности разрушения композитов и минимизирующей количество усталостных испытаний.

Поскольку  разброс  усталостной долговечности КМ значительно выше, чем у металлов, при проведении экспериментальных исследований необходимо использовать высокоточное испытательное оборудование. При проведении экспериментов были задействованы установки INSTRON-1185, HUSS, электрогидравлическая установка серии 830 фирмы  MТS  с управляющим комплексом  PDP  11/05. Образцы для испытаний изготавливались по специальной технологии, описание которой приведено в диссертации. Результаты экспериментальных исследований обрабатывались методами математической статистики.

Третий раздел  посвящен оценке ресурсных характеристик материалов из КМ при статической прочности циклической долговечности.

В отличие от традиционного представления зависимости долговечности  t*  от предела длительной прочности   *  в степенной  либо экспоненциальной форме с выделением зон вязкого и хрупкого разрушения, для каждой из которых надо экспериментально определять соответствующие константы, предложена методика построения кривой выносливости с гладким переходом от одного типа разрушения к другому в виде суммы двух экспоненциальных функций –

                    *  =    + ( +   ) ,                           (1)

где   в  и     - пределы  прочности и выносливости, а    и  константы.

Константы    и   определяются по результатам испытаний на длительную прочность  t*  на двух уровнях напряжений   1*  и   2* . По экспериментально полученным значениям  t 1*,  1*  и  t 2*,  2* итерационным методом Ньютона вычисляются значения    и  , входящие в уравнение (1).

Результаты расчетов по предложенной методике в сопоставлении с экспериментальными данными и оценками по методике Гольденблата- Копнова приведены на рис. 1.

Функцию накопления повреждений предложено использовать в виде –

                                      П ( э i , ti )  =  .                          (2)

Соотношение (2) учитывает наличие времени инкубационного периода     t iин.  и время действия ti  эквивалентного напряжения   э i  при ступенчатом изменении нагрузки.

Степень нелинейности накопления повреждений  mi  является характеристикой материала, зависящей от предыстории нагружения и, в том числе, от уровня  напряжений   э i  на i - той ступени нагружения.

                  Рисунок 1 – Кривые длительной прочности стеклопластиков ТС 8/3-250 (а), Т (б), ТСУ 8/3-ВМ (в), ВПР-10 (г) и результаты испытаний      ,     ,         - на растяжение, сжатие вдоль основы и срез поперек основы;    ,    ,        - на растяжение, сжатие вдоль утка и срез поперек утка;         - расчет по предложенной методике; - - -  - оценка по методике Гольденблата-Копнова.

Соотношение (2) является достаточно общим. При t ин. = 0 и при условии некоррелированности значений mi и эi  из него следует соотношение В.В. Москвитина, а при дополнительном условии  m = 1 - соотношение Бейли.

Показано, что при ступенчатом нагружении величина остаточного ресурса на  N-ой ступени нагружения определяется зависимостью

                         t N  =  (t N* -  t Nин )  -   П ( N-1 ;  t N-1)  1 / mi                   (3)

Учитывая, что в экспериментах и расчетах долговечности реальный спектр нагружения представляется в виде ступенчатых блок-программ, полученных с использованием различных способов схематизации нагрузок. Соотношение (3) может быть использовано для оценок остаточного ресурса изделия из КМ при эксплуатации.

Построенные по предлагаемой автором методике кривые усталости, удовлетворительно согласуются с результатами  испытаний, а применение линейных законов суммирования повреждений приводит к значительным погрешностям и не отражает физическую суть процесса.

На основе разработанной модели накопления повреждений предложена методика выбора режимов эквивалентных ускоренных испытаний. В качестве критерия эквивалентности режимов выбрано равенство мер поврежденности перед последним этапом (ступенью) нагружения или равенство ресурсов на последнем этапе нагружения. Рассмотрены примеры определения остаточного ресурса и выбора режимов эквивалентных ускоренных испытаний.

В четвертом разделе  приведены примеры практического применения предложенных в диссертации оценок прочности элементов авиаконструкций из КМ.

Предложенная в разделе 3 модель оценки остаточного ресурса и результаты испытаний были использованы в ЦНИИСМ для расчета натурного элемента конструкции самолета Ил-114, экспериментального отсека фюзеляжа, выполненного методом непрерывной намотки углеродных волокон на оправку с уложенными на ее поверхность эластичными материалами. В результате была получена оребренная конструкция (типа вафельной металлической) с развитыми по высоте подкрепляющими элементами, которые можно оптимально ориентировать по направлению векторов главных напряжений, что позволяет значительно (до 40%) снизить вес, отказаться от традиционной шпангоутно-стрингерной структуры конструкции, а также рационально менять по длине жесткость и прочность в соответствии с изменением внешних нагрузок.

Учитывая перспективность применения сетчатых конструкций в авиационной технике, были продолжены работы по совершенствованию методик расчета и проведению экспериментальных исследований.

Большое практическое значение для изделий АТ имеет динамический расчет оболочек, когда сжимающая сила является периодической функцией времени. Возникающие при этом колебания  носят характер параметрических, имеют своеобразные черты, существенно отличающие их от обычных вынужденных колебаний. В то же время, в зависимости от характера колебаний, они могут быть динамически устойчивыми или нет.

В представленной работе рассмотрена задача о нагружении  сетчатой структуры из КМ периодически изменяющимися тангенциальными силами с малыми амплитудами, приложенными в срединной поверхности. В таком случае (при определенных соотношениях между частотой приложенной нагрузки  и частотой собственных колебаний ), начальная форма оболочки становится динамически неустойчивой. Ставится цель определить границу первой области неустойчивости оболочки сетчатой структуры.

Для решения данной задачи разработана методика расчета динамической устойчивости оболочек сетчатой структуры из КМ. Для оценок нижней k1 и верхней k2 границ неустойчивости предлагаются соотношения:

                  ,                       (4)

                 ,                        (5)

где R – радиус оболочки;  ее толщина;  - плотность КМ;  - угол ориентации  ребер по отношению к оси оболочки;  - коэффициент Ламе; h – высота ребра; a – шаг подкрепляющих элементов; Е – модуль упругости КМ.

Проведенный в представленной работе анализ показал, что основными причинами возникновения повреждения являются: естественное старение материалов, недостаточная прочность склейки, нарушение технологии при изготовлении, недостаточная межслоевая прочность пластика.

Как было указано выше, основными эксплуатационными повреждениями самолетов ГА являются дефекты  соединений «композит-металл». В частности на самолетах ТУ-204 зафиксирован отрыв законцовок руля высоты и направления.

В связи с этим в диссертационной работе разработана конструкция и технология изготовления оригинального варианта соединения металл-композит с внедренными в металл и пластик в процессе формования последнего (до отверждения) крепежными элементами, которые не нарушают структуру армирования композита, обеспечивая монолитность стыка. Разработана методика оптимизации параметров такого соединения, представляющая собой многопараметрическую экспериментально-теоретическую задачу, сочетающую рациональным образом экспериментальные и аналитические  подходы. Параметры соединения подбираются из условия равнопрочности стыка в ослабленном сечении, смятию и срезу пластика, а также срезу силовой точки. При этом учитываются особенности соединяемых материалов из условия обеспечения рационального подбора параметров соединения. Приведены результаты сравнительного анализа результатов расчетов и соединений других типов с данными специально проведенных испытаний соединений. Показано, что предлагаемый вариант соединения выгодно отличается от винтовых и заклепочных с аналогичными геометрическими параметрами:

- отсутствует эксцентриситет приложения нагрузки:

- отсутствует повреждение армирующих волокон, чем обеспечивается более высокая прочность по ослабленному сечению;

- снижается концентрация напряжений  у границ силовой точки;

- наличие беззазорного сопряжения ослабляет действие ударных нагрузок и снижает вероятность усталостного разрушения.

Теоретические расчеты подтверждены экспериментом. Разрушающая нагрузка конструкции с радиальными штифтами, установленными в процессе намотки, в среднем на 17% выше, чем у аналогичного заклепочного соединения. Предлагаемый вид соединения рекомендован в ОАО «Туполев»  для ремонта дефектных рулей направления и крепления кронштейнов подвески элеронов самолета Ту-204/120.

В этой же главе приведены результаты экспериментальных исследований усталостных характеристик КМ при режимах нагружения, эквивалентных эксплуатационным. Сформулированы требования к испытательному оборудованию и алгоритмам моделирования случайных нагрузок. Для практически важной номенклатуры КМ (стекло, органо- и углепластики) проведены исследования по влиянию асимметрии цикла, частоты нагружения, угла армирования на долговечность. Построены диаграммы предельных амплитуд и кривые выносливости органопластика «Армос» и углепластика УКН-5000. На рис. 2  показана диаграмма усталостной долговечности стеклопластика СВМ на связующем ЭХД в практически важном для ВС ГА диапазоне изменения нагрузок. Там же дается сопоставление эксперимента с результатами расчетов по предложенной  методике. Приведенные данные свидетельствуют, что расчеты по традиционной и предлагаемой методикам практически совпадают в диапазоне 102 . . . 105 циклов. В области малого и большого числа циклов расчеты по предлагаемой методике дают более точные результаты. Поскольку для элементов конструкций ВС ГА характерно многоцикловое нагружение, именно в этой области уточнение расчетов имеет принципиальное значение (особенно при продлении ресурса).

Наряду с испытаниями образцов из КМ были проведены прочностные исследования остаточного ресурса элементов узлов стыка отсека фюзеляжа  Ил-114. Экспериментальные исследования включали в себя испытания на долговечность и остаточную статическую прочность. Результаты испытаний приведены на рис. 3 и свидетельствуют о достаточной усталостной прочности конструкции узлов стыка.

           Рисунок 2 – Диаграмма усталостной долговечности органопластика СВМ

Рисунок 3 – Диаграмма узла стыка корпуса