CC BY
20
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ. Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов
DOI.org/10.5281/zenodo.808907 УДК 620.1-535
О.Ш. Бердиев, Д.С. Федорович
БЕРДИЕВ ОЛЕГ ШАМИЛЬЕВИЧ - заместитель директора филиала ДВФУ в г. Арсеньеве,
e-mail: [email protected]
Дальневосточный федеральный университет
Площадь Ленина, 6, Арсеньев, Приморский край, 692335
ФЕДОРОВИЧ ДЕНИС СЕРГЕЕВИЧ - начальник конструкторского бюро службы главного технолога
Арсеньевская авиационная компания «Прогресс» им. Н.И. Сазыкина, e-mail: [email protected]
Площадь Ленина, 5, Арсеньев, Приморский край, 692335
Зависимость устойчивости вертикальной стенки ячейки от давления газа в сотоблоке авиапанели
Аннотация: В летательных аппаратах, где на конструкцию существенно влияют знакопеременные растягивающие и сжимающие воздействия, широко применяются многослойные композитные панели, содержащие между двумя разнесенными обшивками жесткостной вкладыш из ячеистого сотоблока, в котором применено специальное продольное «гофрирование» стенки ячейки. Конструкции подобного типа обычно называют «сэндвич».
При проектировании авиапанелей типа «сэндвич» разработчикам приходится учитывать некий сдерживающий фактор, поскольку сотоблоки заполнителя имеют предельную высоту конструкции (толщину панели), обусловленную ограничением механических характеристик вертикальной стенки ячейки. Основная причина в том, что при достижении предельной высоты возможна потеря устойчивости вертикальной стенки и ее «складывание» с развитием катастрофического процесса разрушения конструкции по типу эффекта домино.
Ключевые слова: авиапанель, сотоблок, стенка ячейки, моделирование эксперимента.
Введение
В авиастроении большое количество панелей имеет многослойную конструкцию: между металлическими или композитными обшивками вклеиваются заполнители из вспененного пластика или сотовых конструкций, которые могут быть металлическими, пластиковыми или бумажными.
Применяемые стандартные металлические сотоблоки имеют ограничение по высоте (толщине). При изготовлении толстостенных авиапанелей с наполнителями из сотоблоков для соединения между собой двух слоев сотоблоков используют дополнительную промежуточную
© Бердиев О.Ш., Федорович Д.С., 2017
Настоящая работа проводится по распоряжению первого заместителя управляющего директора -технического директора (РПЗУД-ТД-150 от 31.03.2017) для участия исполнителей научно-исследовательской работы (НИР) в конкурсе на получение президентской стипендии по внедрению изобретений по патентам: 2508496, 2579779, 2604221 и решению о выдаче патента по заявке от 14.05.2015 № 2015118116/05(028169).
Научный руководитель: Ю.П. Денисенко, управляющий директор ААК «Прогресс» им. Н.И. Сазыкина. О статье: поступила: 10.04.2017; принята к публикации: 25.04.2017; финансирование: бюджет ДВФУ.
обшивку, что усложняет и утяжеляет массу летательного аппарата (ЛА), а также увеличивает издержки производства.
Цель настоящей статьи - определение методом компьютерного моделирования зависимости устойчивости вертикальной стенки ячейки от давления газа в сотоблоке авиапанели при применении сотоблоков из металлической фольги из материала АМг2-Н ТУ 48-21-169-83 и сплава А5Е, а также обоснование варианта увеличения высоты этой стенки.
Постановка и решение задачи
Сотоблоки из металлической фольги, изготавливают из материала АМг2-Н ТУ 48-21-169-83 и сплава А5Е (рис. 1), которые обладают следующими прочностными характеристиками: зависимостями плотности от стороны ячейки и толщины фольги (рис. 2); зависимостями напряжения при сжатии (рис. 3); зависимостями напряжения при разрыве (рис. 4); зависимостями модуля сдвига (рис. 5) [5].
Рис. 1. Сотоблок из металлической фольги, изготавливаемый из материала АМг2-Н ТУ 48-21-169-83
и сплава А5Е.
2 2,5 3 5 6 П мм
Рис. 2. График зависимости плотности от стороны ячейки и толщины фольги.
20 40 60 80 100 120 кг/м3 Рис. 3. График зависимости напряжения от плотности при сжатии.
20 40 60 80 100 120
Рис. 4. График зависимости напряжения от плотности при разрыве.
Рис. 5. График зависимости модуля сдвига от плотности.
Отдельный элемент ячеистого сотоблока из металлической фольги представляет собой тонкостенный вертикальный шестигранник из двух половин, соединенных между собой (рис. 6). Подкрепляющими (повышающими устойчивость) элементами в шестиграннике служат ребра 3 и 4. Аналогичная функция выполняется и двумя стенками шестигранника 9, которые между собой соединяет вертикальный клеевый слой 10 (рис. 7), причем в шестиграннике имеются и еще четыре «свободные» стенки 8, которые помимо поддержки от усиленных стенок 9 имеют и вертикальные ребра (грани).
Существо проблемы и ее сложность в том, что не исключена локальная потеря устойчивости тонкостенной конструкции ячейки по длинноволновой или коротковолновой форме выпучивания нагруженного участка.
Критическая нагрузка по первому случаю может быть установлена по выражению
(1)
P = p2(EI/L2)
где P - нагрузка при которой выпучиваются стержень или панель; E - модуль Юнга материала;
I - момент инерции поперечного сечения стержня или панели); L - длина стержня.
Локальная потеря устойчивости в тонкостенной конструкции может начаться и тогда, когда напряжение в ее стенках достигает величины
Et / 4Г (2)
где t - толщина стенки;
г - радиус изгиба шестигранника; Е - модуль Юнга.
Вертикальная стенка сотоблока имеет ограничение по предельной высоте и сотоблоки изготавливаются ограниченными по толщине. Это усложняет проектирование ЛА и технологию производства [2, 3, 6].
Рис. 6. Схема стандартной ячейки сотоблока. 1 - нижняя обшивка; 2 - горизонтальный клеевый слой нижней обшивки; 3, 4 - несущая боковая грань стенки; 5 - полость ячейки сотоблока; 6 - горизонтальный клеевый слой верхней обшивки; 7 - верхняя обшивка
Рис. 7. Схема сборки сотоблока: 8 - «свободная боковая грань»;
9 - приклеиваемая боковая грань;
10 - вертикальный клеевый слой
Наиболее верное решение можно найти с помощью натурного эксперимента, что долго и весьма затратно, поэтому мы решили начать с компьютерного моделирования. Для этого задачу упрощаем: вместо характеристик легкого газа (гелия) [7] в полостях ячеек сотоблока используем показатели обычного атмосферного воздуха: избыточное давление, степень (и характер зависимости) его влияния на физико-механические характеристики вертикальной стенки ячейки и наращивание ее высоты.
Вариант решения
Итак, мы предлагаем увеличить высоту вертикальной стенки ячейки сотоблока (тем самым увеличить его толщину) заполнением его полостей газом под давлением, превышающим атмосферное [7].
Исследования механического поведения трехмерных конструкций можно проводить с помощью экспериментального подхода. Этот способ позволяет оценивать поведение конструкции при воздействии на нее различных внешних факторов. Однако он является довольно дорогостоящим, требует больших временных затрат, а иногда не может быть применим. В настоящее время в процессе разработки высокотехнологичной конкурентоспособной продукции ведущие фирмы мира используют конечно-элементное (КЭ) моделирование, пытаясь заменить дорогостоящий натурный эксперимент более дешевым вычислительным экспериментом [4].
КЭ-моделирование позволяет оценить поведение сотовой панели под воздействием различных внешних факторов: внешнее атмосферное давление, внутреннее давления газа на стенки соты, внешние нагрузки, прилагаемые к сотовой панели в зависимости от условий ее работы. Современный уровень компьютерной техники дает возможность решать сложные задачи на мощных рабочих станциях в течение нескольких часов. Следует также отметить, что при проведении реальных экспериментов, как правило, информацию можно получать лишь в десятках
или сотнях точек, при численном моделировании таких точек может быть несколько сотен тысяч, а при необходимости их число может достигать и миллиона.
Обычно для предварительной оценки прочности/работоспособности конструкции применяются инженерные подходы, которые в основном состоят из представления конструкции в виде простых узлов и элементов, для которых существуют аналитические оценки поиска напряженно-деформированного состояния. К таким оценкам можно отнести использование простейших формул для поиска напряжений в балках при их растяжении, изгибе или кручении, поиска относительного удлинения, моментов инерции, сил реакции и т.д. Однако при расчетах таких сложный конструкций, как сотовая панель, простейшие формулы выстраиваются в длинные цепочки выражений, для проведения расчетов которых требуются большие человеческие ресурсы и большие затраты времени.
При проведении подобного расчета необходимо работать с большим количеством специализированной литературы для поиска необходимых выражений и законов. С использованием систем численного анализа появляется возможность моделирования конструкции сотовой панели любой сложности, с любой степенью детализации, а также проведения анализа реального распределения напряжений и деформаций в конструкции.
На начальном этапе расчетов для определения возможности увеличения толщины пакета предполагается использовать промышленный решатель NX Nastran (и другие решатели компании Siemens PLM Software) [1]. Благодаря этому имеется возможность работать с различными приложениями, оставаясь в единой, привычной среде проектирования NX.
Рассчитывается прирост толщины с (рис. 8) сотовой панели от исходного a (рис. 6) при воздействии внешнего атмосферного давления Pi и закачки в соты давления Р2, превышающего атмосферное, определяется зависимость прироста толщины от давления Р2. Моделирование процесса позволит определить в сотовой панели предельную прочность стенки соты, просчитать возможность клеевой пленки 2 и 4 на отрыв в данных условиях, определить максимально выдерживаемую нагрузку пакета обшивок, рассчитать пакет обшивок 1 и 5, для обеспечения максимальной прочности и минимального веса конструкции (рис. 8).
Рис. 8. Схема увеличения высоты сотовой панели: а - стандартная толщина сот; Ь - максимально возможная толщина пакета при увеличение давления Р2 сверх атмосферного; с - прирост пакета; 1 - нижняя обшивка; 2 - горизонтальный клеевый слой нижней обшивки; 3 - изолированная ячейка сотоблока; 4 - горизонтальный клеевый слой верхней обшивки; 5 - верхняя обшивка.
Заключение
Итак, мы предлагаем проводить: структурный анализ - в одном из четырех приложений: NASTRAN, ABAQUS, ANSYS, LS-Dyna; анализ конструкции сотовой панели на прочность - в одной из систем: Ansys, NASTRAN, LM, а расчет на герметичность конструкции - в системе ABAQUS.
Применение различных систем для анализа и расчета конструкции сотовой панели позволит получить независимые расчетные данные и сравнить полученные результаты в различных системах для максимального исключения варианта ошибки в расчетах.
Мы полагаем, что расхождение результатов, полученных нами на основе компьютерного моделирования, и тех, что будут получены после натурного эксперимента, с использованием дорогостоящего «машинного времени» эксплуатируемого оборудования, не превысит 10-15%, а время разработки конструкторской и технологической документации сократится не менее чем на 1,5 года.
Итак, мы показали, что по сравнению с длительным и дорогим натурным экспериментом моделирование способно так же эффективно, но намного дешевле решать конкретную производственную задачу.
Кроме того, моделирование позволит конструкторам и технологам серийного предприятия в случае необходимости оперативно вносить коррективы в разрабатываемую техническую документацию.
Применение компьютерного моделирования позволяет значительно сократить расходы на проведение экспериментов, оно повышает «скорость» реализации предложения. Разумеется, здесь становятся востребованными обученные и опытные специалисты, обладающие определенным навыком исследовательской работы и умеющие бегло пользоваться справочной литературой.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Гончаров П.С., Ельцов М.Ю., Коршиков С.Б. и др. NX для конструктора-машиностроителя. М.: ДМК Пресс, 2010. 504 с.
2. Изготовление композиционных авиапанелей сетчатой структуры с каркасом из равнопрочных ребер переменного сечения / В.И. Сергиенко, Ю.П. Денисенко, В.Г. Добржанский, Ю.Ф. Огнев, О.Ш. Бердиев // Вестник Инженерной школы Дальневост. федерал. ун-та. 2015. № 3 (24). С. 78-84. URL: https://www.dvfu.ru/vestnikis/archive-editions/3-24/8/ (дата обращения: 10.03.2014).
3. Изготовление композиционных панелей с силовым каркасом из подкрепляющих ребер переменного сечения / В.И. Сергиенко, Ю.П. Денисенко, В.Г. Добржанский, Ю.Ф. Огнев, О.Ш. Бердиев // Молодежь XXI века: III и IV науч.-практ. конф., г. Арсеньев, 17 апреля 2015. Владивосток: Дальневост. федерал. ун-т, 2015. С. 238-244.
4. Ли К. Основы САПР (CAD/CAM/CAE). СПб.: Питер, 2004. 560 с.
5. ОСТ 100728-75 (ОСТ 100729-75). Заполнители сотовые клееные. Технические условия. Дата актуализации: 01.02.2017.
6. Способ изготовления тонкостенных многослойных силовых панелей: пат. 2604221 Российская Федерация: МПК В 32 В 1/00 (2006.01), В 32 В 37/00 (2006.01), F 16 S 1/00 (2006.01) / В.И. Сергиенко, Ю.П. Денисенко, В.Г. Добржанский, Ю.Ф. Огнев, О.Ш. Бердиев. № 201450731/05; заявл. 15.12.14; опубл. 10.12.2016, Бюл. № 34. 5 с.
7. Способ изготовления тонкостенных многослойных силовых панелей: заявка на пат. Росийская Федерация: МПК В 32 В 1/00 (2006.01), В 32 В 37/00 (2006.01), F 16 S 1/00 (2006.01) / В.И. Сергиенко, Ю.П. Денисенко, В.Г. Добржанский, Ю.Ф. Огнев, О.Ш. Бердиев. № 201450731/05; заявл. 15.12.14; опубл. 10.07.2016, Бюл. № 19.
THIS ARTICLE IN ENGLISH SEE NEXT PAGE
Aircraft Designing and Manufacturing
DOI.org/10.5281/zenodo.808907
Berdiev O., Fedorovich D.
OLEG BERDIEV, Deputy Director for Research and Development, Arsenyev FEFU Branch, e-mail: [email protected] Far Eastern Federal University
5, Lenina Square, Arsenev, Primorsky Krai, Russia, 692335
DENIS FEDOROVICH, Head, Design Office, Principal Design Engineer Service
PJSC AAC Progress
5, Lenina Square, Arsenev, Primorsky Krai, Russia, 692335
Scientific adviser: Yury Denisenko, Managing Director, PJSC AAC Progress.
The dependence of the stability of the vertical wall of the cells on the gas pressure in cellular bloke of aviapanel
Abstract: In the aircrafts whose structure is severely affected by alternating tensile and compressive effects, they widely use multi-layer composite panels containing a rigid cellular insert between two covers apart, in which there is a special longitudinal shirring cell wall. The constructions of the kind are usually called sandwich. When designing an aircraft panel of the sandwich type, the developers must take into consideration a certain deterrent, because the cellular placeholders have the utmost height (the thickness of the panel) conditioned by the limitation of mechanical characteristics of the vertical wall of the cell. The reason is that ceiling being reached the vertical wall may have buckling failure and its folding resulting in the catastrophic structural failure process following the pattern of domino effect. Key words: aicraft panel, cellular bloke, cell wall, experiment simulation.
REFERENCES
1. Goncharov P.S., Eltsov M.Yu., Korshikov S.B. et al. NX for the designer-machine builder. M., DMK Press, 2010. 504 p.
2. Manufacturing composite avia panels of reticulate structure with the frame made of variable cross-section ribs equal in strength. V.I. Sergienko, Yu.P. Denisenko, V.G. Dobrzhansky, Yu.F. Ognev , O.Sh. Berdiev. FEFU, School of Engineering Bulletin. 2015;3:78-84. URL: https://www.dvfu.ru/vestnikis/archive-editions/3-24/8/ - 10.03.2014.
3. Manufacturing composite panels with a power framework made of reinforcing ribs of variable cross-section. V.I. Sergienko, Yu.P. Denisenko, V.G. Dobrzhansky, Yu.F. Ognev, O.Sh. Berdiev. The youth of the XXIst century: the III and IV scientific-practical. conf. Arseniev, April 17, 2015. Vladivostok, Far East. Federal. Univ., 2015, p. 238-244.
4. Lee K. Fundamentals of CAD (CAD / CAM / CAE). St. Petersburg, Peter, 2004, 560 p.
5. OST 100728-75 (OST 100729-75). Glued honeycomb fillers. Specifications. Date of update: 01.02.2017.
6. Method of manufacturing thin-walled multilayered power panels: pat. 2604221 The Russian Federation: IPC B 32 B 1/00 (2006.01), B 32 B 37/00 (2006.01), F 16 S 1/00 (2006.01) / V.I. Sergienko, Yu.P. Denisenko, V.G. Dobrzhansky, Yu.F. Ognev, O.Sh. Berdiyev. N 201450731/05; Claimed. 15.12.14; Publ. 10.12.2016, Bul. N 34. 5 p.
7. Method of manufacturing thin-walled multilayered power panels: application for pat. The Russian Federation: IPC B 32 B 1/00 (2006.01), B 32 B 37/00 (2006.01), F 16 S 1/00 (2006.01). V.I. Sergienko, Yu.P. Denisenko, V.G. Dobrzhansky, Yu.F. Ognev, O.Sh. Berdiyev. N 201450731/05; Claimed. 15.12.14; Publ. 07/10/2016, Bul. N 19.
