CC BY
61
УДК 669.018.29
Н.Ю. Серебренникова1, В.В. Антипов1, О.Г. Сенаторова B.C. Ерасов1, В.В. Каширин2
ГИБРИДНЫЕ СЛОИСТЫЕ МАТЕРИАЛЫ НА БАЗЕ АЛЮМИНИЙ-ЛИТИЕВЫХ СПЛАВОВ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ПАНЕЛЯМ КРЫЛА САМОЛЕТА
DOI: 10.18577/2071-9140-2016-0-3-3-8
Повышение весовой эффективности перспективных изделий авиационной техники возможно благодаря применению многослойной обшивки из гибридных материалов на базе алюминий-литиевых листов и алюмостеклопластика. Такие материалы обладают высоким сопротивлением развитию трещины усталости, пониженной плотностью и высокой прочностью по сравнению с аналогичными свойствами монолитных материалов.
Проведена оценка структуры и свойств фрагмента прототипа гибридной панели крыла самолета Ту-204, изготовленного в промышленных условиях Воронежского акционерного самолетостроительного объединения (ПАО «ВАСО»). На стандартных образцах определены свойства при растяжении и сжатии, а также СРТУ и МЦУ. На конструктивно-подобных образцах оценена продольная устойчивость при сжатии. Гибридный слоистый материал рекомендуется использовать для изготовления верхних и нижних панелей крыла самолета.
Работа выполнена в рамках реализации комплексного научного направления 6.2. «Слоистые трещино-стойкие, высокопрочные металлополимерные материалы» («Стратегические направления развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года»)[1].
Ключевые слова: гибридный слоистый материал, гибридная панель крыла, обшивка, стрингер, алюминий-литиевый сплав, СИАЛ.
It is an opportunity to improve weight efficiency by application of laminated skin from hybrid material which consists of high-strength Al—Li alloy sheets and aluminium-glassplastic Laminate SIAL-type. Such materials have high resistance of fatigue crack growth, lower density and high strength in comparison with monolithic materials.
The structure and properties of prototype of hybrid wing panel of Tu-204 aircraft were evaluated was produced in commercial conditions, PAO «Voronezh Aircraft JVC» (VASO). Standard samples were used for tensile, compression low fatigue tests and for determination of FGGR (dl/dN). Hybrid laminated materials are recommended to use for lower and upper wing panels.
The work is executed within implementation of the complex scientific direction 6.2. «Layered crack resistant, high-strength metal polymer materials» («The strategic directions of development of materials and technologies of their processing for the period till 2030») [1].
Keywords: hybrid laminated material, wing panel, skin, stringer, Al—Li alloy, SIAL.
"'Федеральное государственное унитарное предприятие «Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов» Государственный научный центр Российской Федерации [Federal state unitary enterprise «All-Russian scientific research institute of aviation materials» State research center of the Russian Federation]; e-mail: admin@viam.ru
^Публичное акционерное общество «Туполев» [Public Joint Stock Company «Tupolev»] E-mail: info@tupolev.ru
Введение
Алюминиевые деформируемые сплавы продолжают эффективно служить в современных авиакосмических конструкциях, уже более 70 лет являясь основным материалом, применяемым при изготовлении панелей крыла современных самолетов. Для обшивок верхней панели, как правило, используют высокопрочные сплавы серии 7000 системы Al-Zn-Mg-Cu (7075, 7475, 7055, В95п.ч., В95о.ч., В96Ц3п.ч. и др.), для обшивок нижней панели - ресурсные среднепрочные сплавы серии 2000 системы Al-Cu-Mg (2324, 2524, Д16ч., 1163 и др.). Среди перспективных направлений их развития и применения следует выде-
лить высокомодульные (80 ГПа) алюминий-литиевые сплавы пониженной плотности (2600 кг/м3) различного назначения (см. таблицу).
Крыло является важнейшей частью планера самолета. К обшивке, образующей внешние поверхности крыла, предъявляются определенные требования: высокое качество поверхности, повышенная прочность, определенная жесткость при минимальной массе.
Преимуществами металлического крыла являются относительно невысокая стоимость, освоенность механической обработки и других процессов самолетного производства, отработанные технологии изготовления полуфабрикатов, высокая дефор-
Характеристики материалов толщиной ~5 мм для обшивок крыла (в продольном направлении)
Материал МПа Е, ГПа СРТУ: dl/dN, мм/кцикл (при ДК=31 М Па//м ) d, г/см3
Гибридный слоистый материал >720 69-70 0,2 2,45
Монолитная плита (лист) из ресурсного сплава 1163-Т7 (2524-Т39) >450 70-71 2,0 (>2,5) 2,78
Монолитная плита (лист) из ресурсного А1-У сплава пониженной плотности 1441-Т1 >440 79-80 1,7 2,59
Монолитная плита (лист) из высокопрочного сплава В95о.ч.-Т2 (7475-Т76) >510 70-72 2,3 2,85
Монолитная плита (лист) из сверхпрочного сплава В96Ц3п.ч.-Т12 (7055-Т77) >615 71-73 3,5 2,86
Многослойный однонаправленный СИАЛ-1-1 (7/6) на базе листов из сплава 1441 970 65-67 0,03 2,35
Зарубежный вариант гибридного слоистого материала на базе листов из сплава 2024-Т3 и GLARE-2 650 65-67 0,04 2,60
мационная способность алюминиевых металлических материалов при формообразовании [1-6].
Применяют также монолитную обшивку (особенно в транспортных изделиях ОКБ им. О.К. Антонова), изготовленную из прессованных панелей массивного сечения механическим фрезерованием с подкреплениями в виде ребер, которые выполняют функции стрингеров.
Для дополнительного снижения массы и повышения ресурсных характеристик авиационных конструкций осваивается применение многослойной обшивки из гибридных материалов на основе металлических и металлополимерных материалов, изготовленных преимущественно автоклавным формообразованием [7-9].
У супергиганта А-380 типичная толщина полотна панелей составляет 10-15 мм, а у самолетов средних размеров (А-320, В-737, Ту-204) -5-7 мм. Гибридные клееные слоистые материалы типа СИАЛ (GLARE-1, GLARE-2) имеют хорошие ресурсные характеристики. Однако для получения указанных толщин панели крыла требуется большая многослойность тонких алюминиевых листов и клеевых стеклоармированных препре-гов, что приводит к удорожанию конструкции.
Таким образом, для обшивок панелей крыла целесообразно использовать не целиком многослойную (15/14) композицию материалов типа СИАЛ/GLARE, а только выборочно («Selective» reinforcement), применяя в конструкции слоистой обшивки крыла монолитные листы большей толщины —1,5-2 мм [10-12].
Материалы и методы
Обшивка крыла должна быть достаточно жесткой, чтобы она не теряла устойчивость [13]. Это можно осуществить путем правильной расстановки ребер жесткости с определенным шагом h (рис. 1). В качестве ребер жесткости применяют стрингеры, изготовленные из прессованных (рис. 2, а) или гнутых (рис. 2, б) листовых профилей.
Для крепления стрингеров к обшивке используют типовые заклепки из алюминиевых сплавов или, как в данной работе, болты с уменьшенной шестигранной головкой из титанового сплава ВТ16, предназначенные для эксплуатации в соединениях, работающих на срез (рис. 2) [13, 14].
В данной работе оценивались структура и свойства фрагмента прототипа гибридной панели крыла самолета Ту-204, изготовленного в промышленных условиях Воронежского акционерного самолетостроительного объединения (ПАО «ВАСО»), на основе освоенных в металлургическом производстве алюминий-литиевых сплавов: монолитных листов толщиной 1,5-1,8 мм и прессованных стрингеров 2-образного сечения из высокопрочного сплава В-1469-Т1 и тонких (0,3-0,4 мм) листов из ресурсного среднепрочно-го сплава 1441 -Т11 в составе СИАЛа структуры 3/2. В указанном гибридном слоистом материале применен однонаправленный СИАЛ на базе тонких листов высокотехнологичного, высокомодульного (£=80 ГПа) алюминий-литиевого сплава 1441 пониженной плотности (<з=2,6 г/см3) [2, 15-18].
Для соединения монолитных листов и листов СИАЛа использовали специальный соединяющий препрег с повышенным содержанием клея. Клеевые препреги подбираются в зависимости от схемы расположения и толщины алюминиевых листов в структуре гибридного материала: с разным объемным содержанием клеевого связующего и стеклонаполнителя. В прослойках СИАЛа применяется однонаправленный клеевой препрег, армированный высокопрочными стекловолокнами со средним объемным содержанием ~60% [19, 20].
Во ФГУП «ВИАМ» проведены всесторонние исследования гибридного слоистого материала с внешними листами из высокопрочного алюминий-литиевого сплава В-1469 и алюмостеклопласти-ком на базе среднепрочного сплава 1441 системы АШ [21, 22].
Рис. 1. Фрагмент гибридной слоистой панели с прессованными стрингерами
Рис. 2. Пример крепления стрингеров к обшивке с помощью болтов (а) и заклепок (б)
Рис. 3. Конструктивно-подобный образец из прототипа гибридной панели крыла для испытаний на сжатие
Оценку свойств при растяжении и сжатии, а также СРТУ и МЦУ проводили на стандартных образцах, на конструктивно-подобном четырех-стрингерном образце гибридной панели определяли устойчивость при сжатии в продольном направлении (рис. 3) применительно к верхней панели крыла.
Малоцикловую усталость гибридной обшивки крыла определяли на типовых плоских образцах (полоса с отверстием), вырезанных в продольном направлении.
Испытания при сжатии однопролетных панелей проводили по типовой методике ФГУП «ЦАГИ». Гибридную панель торцевыми плоскостями устанавливали на опорную плиту испытательной машины таким образом, чтобы центр жесткости сечения совпадал с центральной силовой линией нагружающих плит испытательной машины (рис. 4).
Тензорезисторы и датчики линейных перемещений фиксировали начало искривления (местную потерю устойчивости) обшивки, ее развитие и потерю несущей способности гибридной панели в целом.
Деформирование панели происходило с постоянной скоростью (1,25 мм/мин) путем воздействия непрерывно увеличивающейся и равномерно распределенной по ее торцам сжимающей нагрузки. Деформирование панели осуществляли в несколько этапов согласно разработанной программе испытаний: 300, 1000, 1500 кН, с последующей полной разгрузкой после каждого этапа нагружения. Проводились непрерывная регистрация изменения относительной деформации и визуальный контроль за поведением деформируемой панели. Видимых нарушений целостности и остаточных деформаций не обнаружено: величина относительной деформации возвращалась практически к нулю (нагружение панели осуществлялось до исчерпания ее несущей способности).
Результаты
Установлено, что гибридные слоистые материалы для обшивок крыла благодаря своей многослойной структуре, строению и характеристикам исходных компонентов обладают следующими свойствами (см. таблицу):
- высоким сопротивлением развитию трещины усталости (СРТУ: й/М^=0,2 мм/кцикл (при Д^=31 МПаУм )): развитие трещины тормозится волокнами и практически останавливается при длине трещины в пределах 1 мм;
- пониженной на 10-15% плотностью (с 2,78 до 2,45 г/см3): в основном благодаря клеевому связующему с низкой плотностью ^-1,4 г/см ), которое входит в состав материала, а также листам из алюминий-литиевых сплавов с пониженной плотностью (среднепрочного сплава 1441 (й—2,60 г/см3), высокопрочного сплава В-1469 (^2,67 г/см3));
- высокой прочностью (св>720 МПа), как сум-
марный эффект от прочности алюминиевых листов и стеклянных волокон.
В гибридном слоистом материале на основе листов из алюминий-литиевых сплавов и алюмостеклопластика класса СИАЛ внешние монолитные металлические листы имеют более высокий модуль упругости по сравнению со слоями стеклопластика. В связи с этим при усталостном нагружении в гибридном слоистом материале напряжения распределяются неравномерно между металлическими слоями (внешними и внутренними листами) и слоями стеклопластика. Внешние металлические листы нагружены больше, чем внутренние тонкие листы металла и слои стеклопластика. Это приводит к тому, что трещина усталости зарождается во внешних монолитных металлических листах (раньше, чем в монолитной плите). Дальнейшее развитие трещины тормозится внутренними слоями СИАЛа: волокнами стеклопластика, входящими в его состав, и склеивающим препрегом. В результате трещина практически не развивается.
При исследовании обшивки на стандартных образцах получены следующие характеристики:
- критический коэффициент интенсивности напряжений в условиях плоско-напряженного состояния:
К] = 105 М Па//м (при 5=140 мм);
- малоцикловая усталость гибридной обшивки крыла: N,=210000 цикл (при cmax=157 МПа).
В результате проведенных экспериментальных исследований устойчивости и несущей способности гибридных четырехстрингерных однопролетных панелей крыла при статическом сжатии (при сжимающей нагрузке, изменяющейся в диапазоне от 0 до 3000 кН, с приращением нагрузки ЛР=30 кН), получено следующее:
- местная потеря устойчивости гибридной обшивки провоцирует искривление стрингеров и вызывает потерю несущей способности всей панели при скр=430 МПа (при нагрузке Pmax=1880 кН);
- общая потеря устойчивости и несущей способности происходит в средней части панели и сопровождается искривлением стрингеров и обшивки при напряжении, практически совпадающем с напряжением местной потери устойчивости обшивки;
- полная относительная деформация, соответствующая потери несущей способности, составляет 0,64%.
Характер разрушения панели представлен на рис. 5.
Обсуждение и заключения
Использование перспективного гибридного слоистого композиционного материала для изготовления верхней и нижней панелей крыла приводит к уменьшению массы (на —15%) и повышению живучести конструкции благодаря строению и компонентам материала.
Гибридные слоистые материалы с частичным армированием СИАЛ (GLARE) рекомендуются
Рис. 4. Гибридная слоистая панель, установленная на опорную плиту испытательной машины
Рис. 5. Характер разрушения гибридной слоистой панели
для конструкционного применения в обшивках крыла взамен монолитных плит (листов) из алюминиевых сплавов. Толщина обшивки может быть переменной в соответствии с условиями эксплуатации крыла: тонкой - в концевой части крыла и максимальной - в корневых сечениях при соединении с фюзеляжем.
Необходимая сложная конфигурация обшивки может быть создана с помощью автоклавного формования. Применение метода сращивания позволяет изготавливать панели крыла требуемых длины и ширины.
ЛИТЕРАТУРА
1. Каблов E.H. Инновационные разработки ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ по реализации «Стратегических направлений развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года» // Авиационные материалы и технологии. 2015. №1 (34). С. 3-33.
2. Машиностроение: энциклопедия в 40 т. М.: Маши-
ностроение, 2001. Т. II-3. Цветные металлы и сплавы. Композиционные металлические материалы / под ред. И.Н. Фридляндера, E.H. Каблова. 880 с.
3. Фридляндер И.Н. Воспоминания о создании авиакосмической и атомной техники из алюминиевых сплавов. М.: Наука, 2005. 275 с.
4. Антипов В.В. Стратегия развития титановых, магни-
евых, бериллиевых и алюминиевых сплавов // Авиационные материалы и технологии. 2012. №S. С. 157-167.
5. Каблов Е.Н. Всероссийскому институту авиационных материалов - 80 лет // Деформация и разрушение материалов. 2012. №6. С. 17-19.
6. Каблов Е.Н. ВИАМ: продолжение пути // Наука в
России. 2012. №3. С. 36-44.
7. Антипов В.В., Сенаторова О.Г., Лукина Н.Ф. и др.
Слоистые металлополимерные композиционные материалы // Авиационные материалы и технологии. 2012. №S. С. 226-230.
8. Сенаторова О.Г., Антипов В.В., Лукина Н.Ф., Си-
дельников В.В., Шестов В.В., Попов В.И., Ершов А.С. Высокопрочные, трещиностойкие, легкие алюмостеклопластики СПАЛ - перспективные материалы для авиационных конструкций // ТЛС. 2009. №2. С. 29-31.
9. Антипов В.В., Лавро Н.А., Сухоиваненко В.В., Сена-
торова О.Г. Опыт применения Al-Li сплава 1441 и слоистого материала на его основе в гидросамолетах // Цветные металлы. 2013. №8. С. 46-50.
10. Laminate of metal sheets and polymer: pat. 0256370 US; publ. 20.10.11.
11. Plokker M., Daverschot D., Beumler T. Hybrid structure solution for the A400M wing attachment frames // 25th ICAF Symposium. Rotterdam. 2009.
12. Roebroeks G.H.J.J., Hooijmeijer P.A., Kroon E.J., Heinimann M.B. The development of central // First International Conference on Damage Tolerance of Aircraft Structures. 2009.
13. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов: энциклопедия в 40 т. М.: Машиносто-роение, 2004. Т. IV-21. Машиностроение. Кн. 2: Самолеты и вертолеты. C. 226-252.
14. 0СТ1-12085-77. Болты с уменьшенной шестигран-
ной головкой из титанового сплава для соединений со специальной переходной посадкой.
15. Каблов Е.Н., Антипов В.В., Сенаторова О.Г., Лукина Н.Ф. Новый класс слоистых алюмостеклопла-стиков на основе алюминий-литиевого сплава 1441 с пониженной плотностью // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер.: Машиностроение. 2011. №SP2. С. 174-183.
16. Шестов В.В., Антипов В.В., Сенаторова О.Г., Си-дельников В. В. Конструкционные слоистые алюмостеклопластики 1441-СПАЛ // МиТОМ. 2013. №9. С. 28-32.
17. Скорняков В.И., Антипов В.В. Инновационный характер сотрудничества ОАО «КУМЗ» и ФГУП «ВИАМ» // Авиационные материалы и технологии. 2012. №2. С. 11-14.
18. Слоистые композиционные материалы-98: сб. тр. Междунар. конф. Волгоград, 1998. 351 с.
19. Antipov V.V., Senatorova O.G., Beumber T., Lip-ma M. Investigation of a new fibre metal laminate (FML) family on the base of Al-Li alloy with lower density // Materials Science and Engineering Techolo-gy. 2012. №4. P. 350-355.
20. Fibre Metal Laminates / Ed. by Ad. Vlot, Y.W. Gunnik Academic Publishers. 2001. P. 527.
21. Ерасов B.C., Нужный Г.А., Гриневич A.B., Tepe-хин А. Л. Трещиностойкость авиационных материалов в процессе испытания на усталость // Труды ВИАМ: электрон. науч.-технич. журн. 2013. №10. Ст. 06. URL: http://www.viam-works.ru (дата обращения: 14.10.2015).
22. Орешко Е.И., Ерасов B.C., Подживотов Н.Ю. Выбор схемы расположения высокомодульных слоев в многослойной гибридной пластине для ее наибольшего сопротивления потере устойчивости // Авиационные материалы и технологии. 2014. №S4. С. 109-117.
