CC BY
314
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА № 130
серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
УДК 629.7.015.4.028.2
К ВОПРОСУ О ПЕРСПЕКТИВНЫХ СОЕДИНЕНИЯХ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
М.П. ПОДОЛЯК, А.Н. САЖИН
В статье предлагается один из способов соединения элементов конструкции планера летательного аппарата, выполненных из полимерных композиционных материалов. Соединение осуществляется с помощью крепежного элемента типа заклепки из материала аналогичного соединяемым деталям. Представлены результаты расчета композиционной заклепки на прочность.
Для соединения различных элементов конструкции планера летательного аппарата (ЛА), имеющего в своем составе полимерные композиционные материалы (ПКМ), в настоящее время применяются различные виды стержневых заклепок (материалы Д18, В65, Д94) и специальных заклепок, обеспечивающих односторонний доступ к заклепочному шву (заклепки высокого сопротивления срезу, штырьковые заклепки, заклепки с вытяжным сердечником и др.) из материалов: 30ХГСА, алюминиевых и титановых сплавов.
В исследованиях, проводимых в США [1], показывается, что основным недостатком металлических крепежных элементов в конструкциях из ПКМ типа углепластика является электрохимическая коррозия этих заклепок, особенно при применении ЛА с авианосцев на морских театрах военных действий. Это происходит по причине того, что графит (углеродные волокна) является крайним катодным элементом в гальванической последовательности. Поэтому он сам весьма устойчив против коррозии, но создает электрохимический потенциал, что приводит к коррозии всех менее инертных металлов в контакте или в непосредственной близости с графитом. Все это приводит к существенному снижению прочности заклепочных швов, а значит авиационной конструкции в целом.
Исследования технологических процессов сборки и ремонта агрегатов планера ЛА из ПКМ, а также визуальный и инструментальный контроль материала в местах, где установлены специальные заклепки из металлических сплавов, показало, что вокруг них возникают внешние и подповерхностные повреждения в виде сколов и трещин. Необходимо отметить, что кроме разрушения собственно композиционного материала наблюдается разрушение и сколы лакокрасочных покрытий, что опять же ведет к возникновению электрохимической коррозии. Таким образом, влияние природно-климатических и технологических факторов на соединения авиационных конструкций из композитов приводят к снижению их прочностных характеристик.
В настоящее время с целью борьбы с электрохимической коррозией при сборке агрегатов планера из ПКМ в местах их соединений используются антикоррозионные покрытия, а также устанавливают различные крепежные элементы из нержавеющей стали и титана, что не может не сказаться на показателях массы и стоимости ЛА.
В ходе решения задач настоящей работы проведен анализ возможности использования для сборки и ремонта агрегатов планера из ПКМ крепежных элементов, изготовленных из материала аналогичному ремонтируемому. Понятно, что применение таких крепежных элементов практически исключает условия возникновения электрохимической коррозии, а также, учитывая малый удельный вес углепластика, значительно снизит массу конструкции. Учитывая все вышесказанное, в работе предлагается использовать крепежный элемент типа заклепки, выполненной из композиционного материала. Конструкция такой специальной заклепки представлена на рис. 1 [2].
а) б)
Рис. 1. Специальная заклепка с односторонним подходом к ремонтируемому участку
Это устройство содержит стержень 1, выполненный из волокнистого композиционного материала с волокнами невысокой жесткости, ориентированными вдоль оси заклепки и оболочки в виде втулки 3 из препрега, родственного соединяемым деталям композиционного волокнистого материала, волокна которого имеют высокую удельную прочность на срез после полимеризации и ориентированы вдоль оси заклепки. В момент установки втулка находится в неотвер-жденном состоянии. Стержень заклепки выполнен с одной стороны с закладной конусной головкой 2. При этом втулка 3 имеет длину несколько большую, чем толщина соединяемых деталей (на высоту конусной части закладной головки стержня), что необходимо для образования закладной головки из оболочки 9 (рис. 2г). Внешний диаметр втулки равен диаметру закладной конусной головки стержня. Стержень и верхняя часть волокон стержня плотно охвачены фторопластовой обечайкой 4, размещенной внутри оболочки (рис. 1б). Оболочка с одного торца располагается на закладной конусной головке заклепки. Заклепка в сборе представлена на рис. 1 б.
Стержень заклепки представляет собой продольные волокна невысокой жесткости из отожженной стеклоткани (например, марки Э2-62), находящиеся внутри фторопластовой цилиндрической обечайки 4, без пропитки их клеевой композицией на высоту, выступающую над толщиной соединяемых деталей. Втулка 3 содержит аналогичный наполнитель и связующее, как и у соединяемых деталей. Упрочнителем втулки являются продольные волокна (например, угле-лента типа ЛУП-01), а матрицей - полимерная композиция смол марки ЭНФБ. Углеволокна втулки заклепки расположены вдоль ее продольной оси.
Способ получения неразъемного заклепочного соединения деталей авиационных конструкций, выполненных из ПКМ, при помощи специальной заклепки заключается в следующем (рис. 2). Соединяемые детали (например, обшивка и стрингер) авиационной конструкции, не имеющей двустороннего подхода (одновременно к закладной и замыкающим головкам) к заклепочному шву, выполнены с соосными отверстиями. Заклепки вводят в соосные отверстия (рис. 2а) соединяемых деталей авиационной конструкции, нанося на внешнюю цилиндрическую часть оболочки клеевую композицию (например, ВК-9) таким образом, чтобы верхний торец оболочки в виде втулки 3 находился заподлицо с внешней поверхностью обшивки (рис. 2б). Накладывая упорное кольцо 8 на торец втулки 3 и, фиксируя втулку в этом положении, вытягивают стержень заклепки вверх (рис. 2в), деформируя при этом конусной головкой стержня выступающую с внутренней стороны соединяемых деталей часть втулки 3 (рис. 2г). При этой деформации препрега втулки из нее образуется закладная головка заклепки 9 (рис. 2г). После этого удаляется фторопластовая обечайка со стержней заклепок (рис. 2д). После полимеризации препрега, из которого выполнена втулка заклепки, и клеевой композиции, при помощи шприца 10 пропитывают продольные волокна выступающих стержней вязкой клеевой композицией (рис. 2е).
Рис. 2. Способ получения неразъемного заклепочного соединения
Формование замыкающих головок заклепок производится в холодном состоянии при помощи оправки из фторопласта 11 (рис. 2ж). Закладная конусная головка стержня и втулки и гибкие концы волокон стержня, из которых получается замыкающая головка стержня 12 (рис. 2ж), в процессе формования выполняют функцию анкеров, обеспечивая тем самым высокую прочность заклепки на растяжение (на отрыв головок).
Расчет на прочность композитной заклепки Выбор исходных данных
В настоящее время одной из наиболее перспективных областей применения композитов являются тонкостенные стержни, которые изготавливаются намоткой или выкладкой однонаправленной или тканой ленты под различными углами к оси и используются в качестве элементов ферменных конструкций, подкосов, лонжеронов, винтов самолетов и вертолетов, приводных валов и т. д.
Расчет тонкостенных стержней с замкнутым контуром поперечного сечения осуществляется на основе гипотез балочной теории, согласно которым принимается, что поперечное сечение не деформируется и при растяжении, сжатии, изгибе и кручении стержня перемещается и поворачивается как жесткий диск.
Для оценки несущей способности и проектирования соединений авиаконструкций необходимо определение компонентов основного напряженного состояния, которое характеризуется реакциями, возникающими на связях от действия внешних нагрузок. В качестве точечных связей рассмотрим крепежные элементы - композиционные заклепки, выполненные намоткой слоев под различными углами.
В работе [3] представлено распределение усилий между заклепками при одноосном и сложном нагружении в виде равнодействующих сил, приложенных со стороны заклепок к листу (рис. 3).
Рис. 3. Распределение усилий между заклепками при одноосном и сложном нагружении
(усилия в кН )
На рис. 4 представлено распределение усилий между заклепками в клееклепанном соединении с клеем различной жесткости. Анализ усилий, действующих в реальных конструкциях, показывает, что их величина находится в пределах 1000...5000 Н (для наиболее нагруженных заклепок). Эта величина и является исходной при расчетах.
Рассмотренная модель реализовывалась при следующих данных. В качестве упрочнителя материала заклепки рассматривались волокна марки “Грапан-27”, ТУ 1916-204-51385208-2001, имеющий следующие характеристики: Е1=180ГПа, Е2=6200МПа, 012=5000МПа, у12 = 0,007,
Рис. 4. Распределение усилий между заклепками (1.. .4) при одноосном растяжении клееклепанного соединения
V21 = 0,21, ов + = 1300МПа , ов- = 1100МПа , толщину элементарного слоя Ьсл=0,125мм. При
проектировании заклепки рассматривалась намотка 16 слоев с углами ± 450 и по 8 слоев ± 450 и 900. Диаметр композитной заклепки 4мм. В качестве связующего рассматривалось эпоксидное
связующее смолы ЭД-20 с характеристиками: Есв=3000МПа,
0,35, Я.
70МПа,
Я,
: 145МПа.
ты:
В результате расчета для варианта укладки 16 слоев ± 450 получены следующие результа-
осевая жесткость стенки заклепки В11=104,5МПа*м; сдвиговая жесткость С=96,9МПа*м; изгибная жесткость Бх=0,0013МПа*м4.
Результаты расчета на прочность композитной заклепки
Расчет на прочность крепежного элемента из ПКМ данной конфигурации проводился на апробированной, разработанной на кафедре войскового ремонта авиационной техники Иркутского ВАИИ программы для ЭВМ на основе математической модели [4].
Распределение продольных напряжений о2 и погонных касательных усилий показано на рис. 5-6.
Рис. 5. Распределение усилий и напряжений в слоях ± 45 композитной заклепки
На рис. 5 показано распределение напряжений о2, усилий и напряжений ор в продоль-
ных ребрах для случая, когда в слоях заклепки выполнены продольные ребра из боропластика с модулем упругости Ер = 210000 МПа, о в + = 1200 МПа, ов - = 1160 МПа, 012 = 9800 МПа, п12 = 0,22 и площадью поперечного сечения Бр = 0,0002 мм2. Продольные ребра представляют собой тонкие нити, вплетаемые в периферийные слои композитной заклепки при изготовлении.
Рис. 6. Распределение усилий и напряжений в слоях ± 45 и продольных ребрах композитной заклепки
На рис. 7 представлено распределение главных напряжений о1 в слое +450. Напряжения о 2 и т12 для этого слоя в соответствующих точках равны:
о 2 = 17,1; 14,9; 8,6 МПа;
т12 = -22,8; -19,8; -11,4 МПа.
Распределение напряжений в слое - 45 отличается знаком для т12.
+*$' = **5 Ш Итъ*35^ Й / £97 Г 1
X
Рис. 7. Распределение главных напряжений в слое +45 композиционной заклепки
(укладка ± 450)
Распределение тангенциальных напряжений в стенке композитной заклепки показано на рис. 8.
Рис. 8. Распределение тангенциальных напряжений в стенке композитной заклепки
(укладка ± 450)
При осевом растяжении в слоях ± 450 действуют напряжения: о1= 207 МПа, о 2 = 8,6 МПа, х12 = -11,4 МПа (в слое - 450 отличаясь только знаком для т12 ).
Потеря устойчивости заклепки при сжатии для данной укладки (без учета ребер, для Ьз = 10мм) происходит при Ркр = 0,61 МПа.
Аналогичные графики распределения усилий и напряжений в слоях и продольных ребрах композитной заклепки можно построить и для укладки ± 450, 900.
Результаты расчета:
напряжения о2 и т12 для слоя + 450 в соответствующих точках равны: о2 = 26,6; 15,3; 9,3 МПа; т12= -40,8; -35,6; -20,4 МПа. Распределение напряжений в слое - 450 отличается знаком для
^12 ;
главные напряжения для слоя 900 в соответствующих точках равны:
о1= 10,3; 8,9; 5,1 МПа; о 2= 50,7; 43,9; 25,4 МПа; т12= - 3,5*10-4; -5,9*10-3; -9,8*10-3 МПа.
При осевом растяжении в слоях ± 450 действуют напряжения: о1= 370,7 МПа, о 2 = 15,3 МПа, т12= -20,4 МПа (в слое - 450 отличаясь только знаком для т12). При осевом растяжении в слоях 900 действуют напряжения: о1= 5,2 МПа, о 2 = 25,4 МПа, т12= 0. Потеря устойчивости заклепки при сжатии для данной укладки происходит при Ркр = 0,303 МПа.
Из проведенных расчетов можно сделать следующие выводы. Нормальные и касательные напряжения, возникающие в стенке композитной заклепки невелики по абсолютным значениям. В слоях напряжения выше и требуют проверки несущей способности каждого слоя в конкретном случае нагружения конструкции.
Использование поперечных слоев (900) повышает напряжения и снижает несущую способность соединения.
Применение высокомодульных продольных ребер требует предварительного проектирования заклепок, т.к. в отдельных случаях напряжения в ребрах могут превысить предел прочности материала при растяжении.
Таким образом, в результате применения крепежных элементов типа заклепки из ПКМ решается ряд важных задач: исключение возможности возникновения электрохимической коррозии и повреждения материала при их установке, уменьшение массы отдельных агрегатов планера ЛА без значительного снижения прочности соединений. Вместе с тем полезность применения этих типов крепежных элементов не ограничивается перечисленными. Применение их в конструкциях ЛА позволит существенно сократить применение различных антикоррозионных грунтов и покрытий, а также будет являться средством для уменьшения уровня возвращаемого радиосигнала при облучении ЛА радиолокационной станцией, поскольку ПКМ обладает свойствами частичного поглощения этих сигналов. С точки зрения технологии применение крепежных элементов из ПКМ позволяет сократить время ремонтных работ и не требует специальных устройств и приспособлений для их постановки, тем самым повышается ремонтопригодность композитной конструкции и уменьшается ее радиолокационная заметность.
ЛИТЕРАТУРА
1. Танис Ч., Поуллос М. Соединение деталей из композиционных материалов с помощью совместимых с ними композиционных крепежных элементов: Пер. с англ./Всесоюзный центр переводов научно-технической литературы и документации. 1982. №Д-19732.
2. Патент РФ №2261374. Заклепка и способ получения неразъемного заклепочного соединения / Сажин А.Н., Соловьев Д.В. и др.; ИВАИИ. Приоритет 07.04.2003.
3. Стюарт А.В., Ушаков А.Е. Статистическая модель повреждаемости конструкций из композиционных материалов в процессе эксплуатации // Труды ЦАГИ, 1988. Вып. 2390.
4. Композиционные материалы: Справочник; Под ред. В.В. Васильева. - М.: Машиностроение, 1990.
TO THE PROBLEM OF ADVANCED AIRCRAFT STRUCTURE COMPONENT COUPLINGS MADE
OF POLYMER COMPOSITES
Podolyak M.P., Sazhin A.N.
A method of airframe component couplings made of polymer composites is proposed in this paper. The coupling is accomplished with a rivet-like fixing element made of the material similar to that of the coupled components. The results of the composite rivet strength estimation are also presented.
Сведения об авторах
Подоляк Михаил Павлович, 1947 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1976), доктор технических наук, профессор кафедры авиационных комплексов и конструкции летательных аппаратов ВВИА, автор более 150 научных работ, область научных интересов - конструкция, прочность и боевая живучесть летательных аппаратов.
Сажин Александр Николаевич, 1981 г.р., окончил ИВВАИИ (2003), адъюнкт кафедры авиационных комплексов и конструкции летательных аппаратов ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, область научных интересов - боевая эффективность авиационных комплексов, прочность и ремонтопригодность композитных авиационных конструкций.
