О варианте соединения авиационных конструкций с использованием композиционных материалов

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

2005 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА № 85
серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов
УДК 629.7. 02:519. 2
О ВАРИАНТЕ СОЕДИНЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
И.К. ЛЕБЕДЕВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Никоновым В. В.
Рассмотрен вариант соединения с использованием композиционных материалов (КМ), образованный в процессе его изготовления с использованием радиальных крепежных элементов, не нарушающих целостности армирующих волокон. Рассчитаны оптимальные параметры соединения. Проведены экспериментальные исследования трубчатых образцов рассматриваемого и заклепочного вариантов соединения.
Наиболее распространенными механическими соединениями элементов авиационных конструкций с использованием композиционных материалов (КМ) являются различные виды заклепочных и болтовых, причем по несущей способности они значительно уступают аналогичным соединениям металлических деталей, что объясняется невысокой прочностью КМ на смятие и срез по сравнению с их прочностью при растяжении. Кроме того, при сверлении в пластике отверстий происходит рассечение армирующих волокон, неравномерное распределение нагрузки по длине и окружности крепежного элемента, появления дополнительных концентраций напряжений из-за геометрических отклонений размеров отверстия и крепежного элемента.
В прилагаемом к рассмотрению варианте (рис. 1) соединение металла и композита обеспечивается радиальными крепежными элементами (1), которые запрессовываются в металлическую законцовку (3) и внедряются (впрессовываются) в пластик (2) в процессе его формования, то есть до отверждения. При этом заостренный конец радиального элемента раздвигает армирующие волокна, не нарушая их целостности в случае «металл сверху» или позволяют закреплять на них наносимые армирующие волокна с полимерным связующим в случае «металл снизу». Такие соединения применимы для заформовки, например, соединительных втулок в лонжероны лопастей вертолетов, фланцев в оболочечные конструкции, шарнирных подвесок, узлов крепления исполнительных органов приводов, фитингов в стержневые трубчатые элементы и т. д.
Рис. 1. Вариант соединения:
1 — радиальные крепежные элементы- 2 — композитная деталь- 3 — металлическая деталь
При проектировании и прогнозировании ресурса болтовых и заклепочных соединений авиационных конструкций с использованием КМ необходимо учитывать эффекты ползучести и релаксации напряжений в соединениях, по причине которых может нарушаться плотность стыков и не обеспечиваться стабильность затяжки болтовых соединений.
На стадиях проектирования, выбора конструктивных параметров и при оценке несущей способности механических соединений авиационных конструкций с использованием КМ следует учитывать их отмеченные и другие особенности путем включения в целевую функцию, обеспечивающую рациональный подбор параметров соединений.
Методики решения многопараметрических задач оптимизации носят комплексный экспериментально-теоретический характер, сочетая рациональным образом экспериментальные и аналитические подходы к исследованию как самих соединений, так и материалов соединяемых элементов.
Согласно одной из ставшей классической методики, разработанной в [1], на первом этапе экспериментально определяются основные характеристики прочности КМ (на смятие осм, срез тср и разрыв ав) с учетом направления действия внешней нагрузки и анизотропии механических свойств КМ.
На втором этапе решения задачи оптимизации проводится теоретический (расчетный) анализ распределения нагрузок и напряжений в соединении для рационального выбора его параметров, исходя из условия равнопрочности нагрузок, разрушающих стык соответственно по ослабленному сечению (Ро. с), по смятию (Рсм), по срезу (Рср) и по срезу силовой точки (Рср Т).
Для наиболее распространенных видов соединений конструктивных элементов из КМ (клеевых, клееклепаных, болтовых и штифто-болтовых) в качестве целевой функции рекомендуется принимать следующую [1]
Здесь: y (WS) — коэффициент прочности S-го вида соединения-
y (WS) = РС / Ркм, где РС — прочность соединения, а РКМ — прочность КМ-
GC — увеличение массы конструкции от соединения-
GnpS = CTS + EH ¦ KS — приведенные затраты на выполнение объема S-го вида соединения (СТ S — технологическая себестоимость- KS — капитальные затраты на оборудование для выполнения S-го вида соединения ЕН = 0,12.. 0,15 — нормативный коэффициент эффективности капитальных затрат) — ncp S — среднее значение коэффициента запаса прочности соединения- ncpM — среднее значение коэффициента запаса прочности КМ- h — коэффициент, учитывающий стоимость увеличения массы конструкции, h] = [руб/кг]- Ncpr — относительный годовой объем выполнения соединений S-го вида для всех конструкций, определяемых из выражения
Методика оптимизации основных характеристик соединения
(r) max.
(1)
NcpT = Z / G,
(2)
где k — количество конструкций с Б-м видом соединения- КМ — коэффициент, учитывающий масштабный фактор при переходе от оценки прочности образца к расчету прочности всех соединений Б-го вида.
КМ = (1 -°п /а1)•(Л / & lt- Гm + ап /а1 & lt- ^ (3)
где ап, т — параметры распределения Вейбулла, полученные при обработке результатов
испытаний образцов- а1 — предел прочности образца на разрыв- А'-3 — площадь зоны соединения
образца- AS — площадь зоны соединения конструкции.
С учетом условия равнопрочности болтовых и заклепочных соединений для целевой функции (1) можно выписать неполную систему уравнений, из которой методом последовательных приближений определяются оптимальные параметры соединений [2]
'-кэф (О = [?(Ш,) • Км ]/{пср5 КпсрМ • 1000ё *) [г* • С * (г +1) х х (/(а) — со* (а)) — (1ж / 4) (/(а) -у) (1 + о)] ё *3 +
+0,001ё уСТ 1 + ccps ($^р г) -1}-
1* = 1 + *{[а (а)(1 + о*МуЮ а (а)/k (а) +
(4)
+ юав (а)/k (а) ке ]}-
ё *= 4^) ав (а) г */ж-тср т г-
с *= {у (Ж-) ав (а) ке • к • г*/2 (а)(1 + о*) г} + 0,5-
°& gt- =?(К) ав (а)/асм (а) ± ке • Vг — 1.
Оптимизируемые параметры имеют вид
г*= г / ё, ё* = ё / Н, с* = с / ё, со* = Ну / Н., (5)
где г, ё, с, Н, г — соответственно геометрические параметры соединения: шаг, диаметр элементов крепежа, расстояние от центра отверстия под крепеж до кромки соединения, толщина соединяемых пластин и количество крепежных элементов.
В (4): ав (а), асм (а), гср (а), гсрТ — характеристики прочности соединения в направлении, а при разрыве, смятии и срезе пластин из КМ и срезе силовой точки (элемента крепежа) — о* - степень усиления (утолщения) краевой зоны- ке, к1, к (а) — коэффициенты, учитывающие эксцентриситет е приложенной нагрузки, неравномерность распределения нагрузки между элементами крепежа и концентрацию напряжений вблизи отверстий под крепеж- у (а), уст
удельная плотность материалов, соединяемых конструктивных материалов крепежа- у (^) —
коэффициент прочности образца.
Рассмотренная методика оптимизации апробирована на болтовых и заклепочных соединениях.
Анализ результатов расчетов
По приведенной выше методике проведена оптимизация заклепочного и радиальноштифтового соединений трубчатых образцов из стеклопластика. Результаты приведены на рис. 2. Как видно из графиков, наибольшей эффективностью обладает соединение с радиальными крепежными элементами.
Рис. 2. Зависимость параметров соединения от количества силовых точек и вида соединения: заклепочных (а) и радиально-штифтовых (б)
Как видно из приведенных зависимостей, рассматриваемый нами вариант выгодно отличается от винтовых и заклепочных соединений элементов крепежа с аналогичными геометрическими параметрами:
отсутствует эксцентриситет приложения нагрузки-
лучшая равномерность распределения нагрузки между элементами крепежа обеспечена формированием сопрягаемых поверхностей одновременно с формированием материала стыка-
отсутствует повреждение армирующих волокон и соответственно обеспечивается более высокое значение у (^) и более высокая прочность по ослабленному сечению-
*
*
* *
снижение концентрации напряжений у границ силовой точки-
наличие беззазорного сопряжения как соединяемых деталей, так и элементов крепежа ослабляет действие ударных нагрузок и снижает вероятность усталостного разрушения.
В таблице приведены статистические сравнительные испытания трубчатых образцов внутренним диаметром 0,1 м, длиной 0,5 м, выполненных методом намотки стеклоровина РБН-13−1200−76, пропитанного связующим ЭДТ-10 со схемой армирования, три спиральных слоя с углом намотки 30о и три кольцевых слоя. Трубчатый образец соединялся со стальной оболочкой из стали марки 40Х толщиной 8 мм.
В качестве крепежных элементов использовались заклепки и радиальные штифты, установленные в процессе намотки, диаметром 6 мм из стали 12×18Н10Т. Результаты испытаний приведены в таблице. Образцы испытывались растяжением с помощью тарированного силовозбу-дителя.
Таблица
Номер образца Вид испытания Количество рядов крепежных элементов Количество крепежных элементов в ряду Разрушающая нагрузка, тс
1 Заклепки 2 10 25,4
2 — '- - 2 10 26,7
3 — '- - 2 10 25,1
4 Радиальные штифты 2 10 29,9
5 — '- - 2 10 31,6
6 — '- - 2 10 30,8
Как видно из таблицы, разрушающая нагрузка конструкции с радиальными штифтами, установленными в процессе намотки, в среднем на 17% выше, чем у аналогичного заклепочного соединения.
ЛИТЕРАТУРА
1. Композиционные материалы. Справочник- Под ред. В. В. Васильева и Ю. М. Тарнопольского. — М.: Машиностроение, 1990.
2. Семин М. И., Стреляев Д. В. Расчеты соединений элементов конструкций из композиционных материалов на прочность и долговечность. — М.: Латмэс, 1996.
THIS ARTICLE DEALS WITH A PROBLEM OF JOINING OF AVIATION CONSTRUCTION FROM COMPOSITE MATERIALS
Lеbеdev I.K.
One version of joining with composite materials (CM) is analysed. This joining is created in manufacturing process with using radial fittings, with does not spoil the armative fibers. The experimental reseach regults of tubular composite-version and rivet-version joinings are presented.
Сведения об авторах
Лебедев Игорь Константинович, 1972 г. р., окончил МАТИ (1993), зам. директора ЗАО «Сафит», автор 5 научных работ, область научных интересов — эксплуатация, прочность и надежность авиационных конструкций из композиционных материалов.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой