автореферат диссертации по машиностроению и машиноведению, 05.02.02, диссертация на тему:Численное и экспериментальное исследование напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композитных деталей несущих систем вертолетов

На правах рукописи

ФЕТИСОВ ЛЕОНИД ВАЛЕРЬЕВИЧ

ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО И ПРЕДЕЛЬНОГО СОСТОЯНИЯ МНОГОСЛОЙНЫХ КОМПОЗИТНЫХ ДЕТАЛЕЙ НЕСУЩИХ СИСТЕМ ВЕРТОЛЕТОВ

Специальность: 05.02.02 - машиноведение, системы приводов и детали машин

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Казань-2003

Работа выполнена в Военном артиллерийском университете (филиал, г. Казань)

Научный руководитель: Заслуженный деятель науки и техники РТ,

доктор технических наук, профессор В.И. Митряйкин

Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук,

профессор М.Н. Сераэутдинов кандидат технических наук, доцент К.П. Алексеев

Ведущая организация:

ОАО «Казанский вертолетный завод»

Защита состоится «#» еитл^л 2003 г. в М на заседании диссертационного Совета К 212.080.01 в Казанском государственном технологическом университете по адресу: 420015, г. Казань, ул. К. Маркса, 68.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского Государственного технологического университета. Автореферат разослан » 2003 г.

Отзывы на автореферат, заверенные печатью, просим направлять по адресу: г. Казань, ул. К. Маркса, 68, диссертационный Совет К 212.080.01.

Ученый секретарь диссертационного совета кандидат технических наук, доцент

Ф.Ф. Ибляминов

Общая характеристика работы

Актуальность работы. Повышение качества и надежности выпускаемой продукции является одной из важнейших народнохозяйственных проблем. Особенно остро она стоит в отраслях промышленности, производящих изделия ответственного назначения, гп.е аварии, вызванные применением дефектных деталей и узлов, связаны с огромными материальными потерями. Одной из таких отраслей является авиастроение.

Современные тенденции требуют от вертолета повышения его потребительских качеств, уменьшения уровня шума, повышения маневренности, увеличения уровня безопасности и, самое главное, удешевление стоимости его эксплуатации. Это возможно при условии совершенствования несущей системы вертолета совместно с широким применением композиционных материалов, увеличивающих ресурс агрегатов.

Несущий винт (НВ) является одним из главных агрегатов вертолета, определяющим его основные летно-технические и эксплуатационные характеристики. В последнее время большой интерес проявляется к упрощенной конструкции втулки НВ, в которой шарниры заменяются упругими элементами - торсионами. Это позволяет повысить ресурс работы, снизить эксплуатационные расходы и улучшить качество управляемости и маневренности.

Наличие мест локальной концентрации напряжений при приложении эксплуатационных нагрузок у таких конструкциях обуславливает необходимость уточненного расчета с привлечением современной базы для понимания причин местных разрушений конструкций и способов их устранения. От точности данных расчетов зависит как долговечность рассматриваемой конструкции, так и возможность последующего проектирования аналогичных агрегатов с помощью разрабатываемой расчетной методики.

Целью работы является:

- разработка и реализация эффективной расчетно-экспериментальной методики расчета напряженно-деформированного

и предельного

состояния многослойных композиционных конструкций при сложном нагружении;

- применение созданных методик и разработанного на их основе комплекса программ для ПЭВМ к расчету торсиона НВ при действии эксплуатационных нагрузок.

Научная новизна заключается в разработке численной методики исследования напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных деталей при сложном нагружении с использованием метода конечных элементов, в разработке экспериментальной методики, использующую температуру разогрева поверхности торсиона НВ для нахождения зон концентрации напряжений при стендовых испытаниях.

Практическая ценность диссертации заключается в использовании разработанной методики расчета напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных конструкций для исадедова-

. .. ¡.0|'ЬКА ) . 4 СЛгтевСург «./ 1

? ыОГО \

ния торсиона НВ при сложном нагружении. Предложенный способ оценки температуры разогрева поверхности конструкций из композиционных материалов может быть использован для нахождения зон концентрации напряжений при циклических испытаниях композиционных конструкций на стадии разработки.

Внедрение. Результаты, изложенные в диссертационной работе используются в конструкторском бюро ОАО «Казанский вертолетный завод» при проектировании несущей системы легкого многоцелевого вертолета «Ансат», а также в расчетной практике заинтересованных организаций при проектировании и создании новых изделий авиационной техники.

Достоверность результатов и выводов диссертации обеспечивается корректностью применения хорошо апробированных законов и моделей механики деформирования твердых тел, строгих математических и численных методов решения задач, согласованностью полученных результатов теоретических расчетов с данными экспериментальных исследований и известными результатами, полученными другими авторами.

Апробация работы. Основные результаты докладывались и получили одобрение на Международной научно-технической конференции «Технико-экономические проблемы промышленного производства», г. Н. Челны, 2000 г., на Научно-практической конференции «Интеллектуальные системы и информационные технологии», г. Казань, 2001 г., на VIII Международном симпозиуме «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред» г. Москва, 2002 г., на Всероссийских межвузовских научно-технических конференциях Казанского филиала ВАУ, 2001 -2003 гг., на научно-технических семинарах Казанского филиала ВАУ, 1998 -2002 гг., ОАО «Казанский вертолетный завод», 2003 г., Казанского государственного технического университета, 2003 г., Казанского государственного университета, 2003 г., Казанского государственного технологического университета, 2003 г.

Публикации. По материалам диссертационной работы опубликовано 11 печатных работ автора.

Объем и структура работы. Диссертация изложена на 127 страницах машинописного текста, содержит 15 таблиц, 91 рисунок и состоит из введения, 3 глав, заключения и списка литературы, включающего 50 наименований.

Краткое содержание работы

Во введении обосновывается актуальность и важность рассматриваемых в диссертационной работе вопросов, дан краткий обзор имеющихся исследований по теме диссертации, сформулированы основные научные положения, выносимые на защиту, излагается структура и краткое содержание работы по главам.

Отмечено, что в области аэродинамики несущей системы родоначальниками исследований были Н.Е. Жуковский, Б.Н. Юрьев и далее их последо-

ватели С.М. Белоцерковский, М.И. Ништ, Е.С. Вождаев, В.И. Шайдаков и др. Основные достижения в области проектирования несущих винтов отражены в статьях, монографиях, обзорах И.П. Братухина, Л.Н. Бравермана, Б.Н. Бурцева, A.M. Володко, Л.Н. Гродко, И И. Камова, М.А. Лейканда, А.Ю. Лисса, М.Л. Миля, A.B. Некрасова, М.Н. Тищенко, З.Е. Шнурова,

A.P.C. Брамвелла, У. Джонсона, А. Гессоу, Г. Мейерса, П.Р. Пейна и других работах отечественных и зарубежных авторов. Среди более поздних работ, связанных с учетом нелинейной упругости лопастей можно отметить работы

B.А. Павлова, С.А. Михайлова, P.A. Михеева, И.Н. Сидорова, В.И. Савинова и др.

Первая глава посвящена описанию конструкции втулки HB вертолета «Ансат», которая сконструирована на основе высокопрочных композиционных материалов. Конструктивно втулка представляет собой перекрестие двух упругих балок, закрепленных на валу HB. Каждое из четырех ответвлений втулки (рукавов) снаружи закрыто кожухом, который кроме снижения аэродинамического сопротивления всей втулки, предназначен для передачи на лопасть HB управляющего крутящего момента. Каждая лопасть пристыковывается к рукаву втулки через металлический переходник. Общий вид в плане на втулку HB показан на рис. 1.

Основными деталями втулки НВ являются: торсион; кожух; корпус втулки; переходник; опора; кронштейн.

Главное принципиальное новшество втулки НВ вертолета «Ансат» состоит в исполнении конструкции упругого торсиона. который конструктивно выполнен как композитная балка, опрессованная из стеклоткани Т-25(ВМ)-78 на связующем 5-211Б со слоями резины Р-181 и имеет три участка: комлевой, торсионный, концевой. Упруго-деформируемый участок изготавливается в виде балки прямоугольного сечения и состоит из чередующихся по высоте пакетов стеклопластика и листов резины, опрессованных совместно. Для уменьшения жесткости на кручение балка имеет три продольных выреза, что

<а

Рис. 1.

дает возможность использовать этот участок торсиона как осевой шарнир втулки НВ.

Геометрические размеры элементов на упруго-деформируемом участке и жесткость подобраны таким образом, чтобы обеспечить необходимые частотные характеристики системы «втулка-лопасть несущего винта», а также для обеспечения прочности и необходимого ресурса. В отличие от других типов торсионов втулок вертолетов применение резины и стеклопластика с соответствующей площадью дает определенное демпфирование возможных колебаний в двух плоскостях (в плоскости взмаха и вращения).

Упругие характеристики рабочего участка торсиона позволяют лопасти НВ совершать маховые движения и качание в плоскости вращения. Одним окончанием упруго-деформируемый участок плавно переходит в комлевой участок торсиона, другим - в концевой. Комлевой участок опрессован из чередующихся слоев стеклопластика (ткань Т-25(ВМ)-78 с углами укладки а = 0° и а = ± 45°). Комлевой участок предназначен для передачи сил и изгибающих моментов на вал главного редуктора через центральное отверстие, посредством которого осуществляется крепление к корпусу втулки, также имеется отверстие для крепления сферической опоры кожуха.

Концевой участок имеет отверстия для крепления переходника лопасти. Маховое движение лопасти в вертикальной плоскости, качание лопасти в плоскости вращения и изменение угла установки лопасти обеспечиваются изгибом и закруткой торсионной части упругой балки.

Во второй главе описывается методика расчета напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных конструкций на базе метода конечных элементов.

В связи с тем, что торсион НВ имеет несимметричную по толщине структуру, использовался специальный трехмерный конечный элемент, имеющий слоистую структуру по толщине с различными механическими характеристиками каждого слоя.

Оценка прочности торсиона проводится на основе феноменологического критерия прочности, учитывающего различные механизмы разрушения.

Как известно, для композиционных материалов, в том числе и стеклопластика, существуют различные механизмы разрушения. Наиболее типичными для исследуемой конструкции являются: разрыв волокон и разрушение связующего, что может приводить к расслоению или сдвигу волокон в касательной плоскости. Моделировать эти виды разрушения с учетом всей микромеханики не представляется возможным ввиду сложности расчетных схем, позволяющих это сделать, и «громоздкости» задачи (ее высокой размерности). Поэтому используется инженерный подход оценки прочности, предполагающий введение в рассмотрение критерия прочности, как аналитической зависимости от напряжений, определяющей границы допустимых напряженных состояний, в пределах которых материал может работать без разрушения.

Особенности конструкции торсиона (большое количество слоев по толщине) и прикладываемой нагрузки (растяжение, изгиб и кручение торсиона как бруса) позволяют считать, что каждый слой находится в плосконапряженном состоянии, и основные значения имеют напряжения оа, ап,

г . Ввиду разнородности слоев эти напряжения на границах слоев претерпевают разрывы. Поэтому оценку прочности следует проводить для каждого слоя самостоятельно. При этом для слоев из стеклопластика, ориентация армирования которых отличается от 0°, следует переходить от напряжений о"<(, тп, к напряжениям сгаа, ег^, т^ и формулировать условия прочности для них.

Уточненная модель предполагает принимать во внимание, помимо упомянутых выше, также напряжения поперечного сдвига гаг, т^ и напряжения обжатия ап. Они могут оказывать влияние на оценку прочности для слоев, расположенных в середине пакета на высоте, где возникают максимальные поперечные касательные напряжения при изгибе.

Оценка возможности расслоения проводится по значениям межслой-ных касательных напряжений г , т^, которые должны быть непрерывными по вс^й высоте. В этом случае необходимо определять осредненные значения этих напряжений на поверхностях раздела слоев.

В ходе расчета базовыми принимались критерии прочности Мак-Кинена и Хоффмана, т.к. в них фигурируют все прочностные характеристики материала, известные из экспериментов и справочной литературы. - Критерий Мак - Кинена

„2 -г

?JL + <L < / • «и ^ 0 => а' = а', ; а„ > 0 а* = <т| ;

я2 * _ /п _0 _ . _ /Л _»__с

Л

"a lafi

Критерий Хоффмана

aL ,

(О

f

+

1

-2 f I 1

а'а с

°аа -¿h

errer

7 7 J

У

(2)

Используемые критерии являются комплексными и включают в себя различные механизмы разрушения. Это означает, что в случае их невыполнения затруднительно ответить, какой вид разрушения будет наблюдаться. В этом случае более информативными являются простые условия прочности на нормальные (сг^.сг^.сг^^ и касательные (г^.г^.г^) напряжения в виде

-о-' <cr"

hsr"

-a'f<a„<a;-,

< а„ < <j"

ff Т

(3)

(4)

(5)

Нарушение условий (3) означает хрупкое разрушение поперек волокон в направлении а и Р соответственно, связанное с разрывом волокон стеклоткани. Нарушение условия (4) соответствует разрушению связующего и сдвигу волокон относительно друг друга в плоскости плетения. Нарушение условий (5) приводит к разрушению связующего на межслойных поверхностях, что является первопричиной расслоения пакега.

Таким образом, представляется целесообразным анализ прочности проводить в два этапа. Первоначально на основании обобщенного критерия прочности определять, имеются ли зоны, где условие прочности нарушается, и если имеются - где они локализованы. На втором этапе в этих зонах анализировать на основе соотношений (3)-(5), какие формы разрушения возможны.

Для лицевых и прилегающих к ним слоев, которые находятся в плосконапряженном состоянии, непосредственно применяются соотношения (1,2). Для слоев, расположенных ближе к срединной плоскости, где возможно появление поперечных касательных и нормального напряжений, можно воспользоваться обобщенным соотношением вида

ег„

т2 +т3

fir

(

СГ'„<7

I

I

1

'fi^fi

X <y„„aM -

X +

a"ac

Г 7

<<

<т£<г

x (6)

1 1

a'

\ p

'fij

a < J.

17

Для слоев, выполненных из изотропного материала (резина, сталь), можно воспользоваться теми же соотношениями (1) или (6), подставив лишь в них

а* =ас„ =(Тр =<т; =сгг

(7)

В результате получится условие прочности Мизеса

-Ук, -*J +{<?„-VJ + (<r* -°J+ + < + rl)}< I, (8)

2а

которое часто называют энергетической теорией прочности.

1

9

Для упрощения расчетов упругая балка плоскостью, проходящей через ось вращения лопасти, симметрично рассекается на две одинаковые части -торсионы НВ. Расчеты проводились для одного из них.

Для того чтобы определить напряженно-деформированное состояние торсиона с достаточно-высокой степенью точности, необходимо использовать такую сетку конечных элементов, которая в должной мере воспроизводила бы все особенности геометрии (вырезы, переходы, галтели и т.д.). При этом степень аппроксимации геометрии и перемещений должна быть не ниже квадратичной, т.к. линейные и билинейные элементы не позволяют моделировать криволинейные кромки (в первую очередь - внутренних отверстий)

Так как свойства слоев сильно отличаются между собой по прочностным и жесткостным характеристикам, то при осреднении их свойств по толщине в рамках единой кинематической гипотезы вносится значительная погрешность в описании НДС всего пакета. Поэтому в настоящем расчете при-I меняется трехмерная модель с использованием набора конечных элементов

по толщине, число которых равно числу слоев из значительно отличающихся материалов. Так как число слоев велико, а размеры малы, то вполне оправда-и но использовать в поперечном направлении лишь линейную аппроксимацию.

' Таким образом, базовым в расчетах исследуемой конструкции принимается

трехмерный конечный элемент с квадратичной аппроксимацией по двум ко-^ ординатам и линейной по третьей.

При расчетах использовались две сетки конечных элементов. Первая (базовая) представлена на рис. 2. После создания математической модели, на основе конечно-элементной методики с использованием описанной сетки в плане и в соответствии со структурой укладки (каждый слой - конечный элемент), возникла алгебраическая задача с 166826 неизвестными.

Рис. 2.

Для более точного определения напряжений в переходной зоне, где расположено отверстие для подшипника кожуха, была построена еще одна сетка с большим разбиением в этой зоне. На новой сетке возникла алгебраическая задача с 234072 неизвестными.

Далее задавались граничные условия (закрепление на втулке) и различные нагрузки, которые прикладывались к двум крайним втулкам.

В третьей главе с использованием разработанной методики исследовано напряженно-деформированное и предельное состояние торсиона несущего винта при действии стендовых и полетных нагрузок.

Расчет проводился в линейной постановке для двух моментов времени, соответствующих нахождению торсиона в крайних положениях (1 - верхняя поверхность и задняя кромка сжаты и 2 - верхняя поверхность и задняя кромка растянуты). Значения нагрузок, прикладываемые на расстоянии 1035 мм от оси вращения НВ приведены в таблице.

Номер случая - Ях, ДаН Сг.даН Мт, даНм МВР, даН м

1 72 15 25 223

2 -73 -175 -88 -35

Схема нагружения и закрепления торсиона приведена на рис. 3.

Ось »ращстост несущего юягти \

д Вдидя поу »радость тореном ^

I

Оеьтореисаа

|

| Ось врапуднк— сущего манта

Вцд еввргу иа горен он

кромка тор смой»

Перидия крмсмторсиов*

N.

ЦБ )

У

/Ось рабочей части торсиона

Рис. 3.

Результаты расчетов показали, что наиболее нагруженными являются два ближних к задней кромке «ручья» торсиона, на которых наблюдаются максимальные значения напряжений, как при сжатом состоянии, так и при растянутом.

На рис. 4 представлено распределение напряжений агг на верхней поверхности торсиона. Как видно зоны концентрации напряжений (окрашены в черный цвет) расположены по концам горизонтальных прорезей. Вблизи отверстия под подшипник кожуха наблюдается сжатие верхнего слоя стеклопластика с последующим переходом к растяжению к концевой части торсиона. Наибольшее растяжение имеет место по краям прорезей, ближних к задней кромке.

в, даНУмм2 тип—29,32 тах- '4.9 -29.32 0 24 9

*

6 В 10 X 12

• ' -

0 ' —-

1 ^цщи^А* 1Т * п -П1 , > 1 ч; г в

Рис. 4.

На нижней поверхности наблюдается немного другой характер распределения продольных напряжений. Наибольшему растяжению подвергаются зоны, расположенные по краям всех горизонтальных прорезей в районе отверстия под подшипник кожуха и по краю передней кромки торсиона.

На рис. 5 представлено последовательное деформирование торсиона при приложении эксплуатационных нагрузок. Помимо растяжения наблюдается закручивание торсиона, что приводит к возникновению дополнительных зон концентрации напряжений.

Рис. 5.

Анализ прочности верхней лицевой поверхности торсиона по критериям прочности Мак-Кинена и Хоффмана (рис. 6) свидетельствует о возможности разрушения стеклопластика в зонах, окрашенных в более светлые тона.

Рис. 6.

Одновременно с расчетом проводились экспериментальные исследования торсиона на стационарном автоматизированном стенде (рис. 7). Условия нагружения на стенде должны, по возможности, соответствовать нагруже-нию при эксплуатации, поскольку погрешность при задании параметров на-гпузки может исказить картину нагружения и привести к ошибкам при определении ресурса торсиона. Стенд состоит из двух подсистем - подсистемы управления нагружением и подсистемы сбора, обработки и представления измерительной информации и позволяет нагружать исследуемую конструкцию в двух плоскостях - в плоскости тяги и в плоскости вращения.

Перед испытаниями на торсион и втулку наклеивались тензодатчики КФ-5П1-5-400Б согласно рис. 8.

При этом сечения I-I, II-II на торсионс являются контрольными. По ним в процессе испытаний контролируются заданные программой изгибающие моменты в 2-х плоскостях. Сечение III-III служит для замера перемещений. Тарировка тензодатчиков в сечении II-I1 осуществлялась вне стенда путем приложения к торсиону пары сил (чистым моментом) в соответствующей плоскости. Тарировка тензодатчиков в сечении 1-1 проводилась в стенде. Все тарировки осуществлялись пошаговым методом с использованием стрелочных динамометров типа ДПУ-2 с погрешностью 2 %, прошедших государственную проверку.

После тарировки были проведены испытания торсиона для определения предела выносливости конструкции. В процессе испытаний периодически осуществлялись замеры продольных деформаций на крайних ручьях в сечении 330 мм на верхней и нижней лицевых поверхностях (рис. 8).

Рис. 7.

С ел ев* кэиервшя Сеш«е котроти

пфшшюдД ш грузок

Рис. 8.

Замеры осуществлялись в момент времени, когда верхняя поверхность и задняя кромка растянуты. Значения деформаций измеренных в ходе эксперимента и полученных расчетным путем для сечения 330 мм приведены в таблице, максимальное расхождение между ними составляет 40 %.

Верхняя поверхность (е-¡0 3 ) Нижняя поверхность (е-10 3)

№ тензодатчика V •з' 5' 1 9/ И' 2> 4' 6' 8' 10' 12'

Расчет 3,7 3,45 2,89 1,7 1,61 1,4 1,25 0,94 0,36 -0,69 -0,98 -1,38

Эксперимент 3,53 3,08 2,57 1,99 1,96 2,11 0,76 0,75 0,52 -0,53 -0,82 -1,11

% 5 11 11 15 18 34 40 20 30 23 17 20

Сравнение результатов показывает, что разработанная методика позволяет рассчитывать напряженно-деформированное состояние многослойных композитных конструкций под действием сложного нагружения с достаточной для инженерных расчетов точностью.

Для получения более полной картины напряженного состояния в ходе эксперимента были проведены исследования локальных зон разогрева поверхности торсиона с помощью тепловизора - радиометра. В ходе исследований температуры верхней и боковой поверхностей торсиона была найдена зона максимального разогрева (рис. 9), центр которой находился на расстоянии 330-350 мм от оси вращения.

Как видно из рисунка наиболее нагретыми, а, следовательно, наиболее нагруженными, являются три ближних к задней кромке «ручья», что подтверждает результаты численных расчетов.

Вид А

Рис. 9.

При наработке более 20 миллионов циклов нагружения произошло разрушение верхнего слоя пластика по 2 ближним к задней кромке «ручьям» на расстоянии 310-320 мм от оси втулки и трещины между отверстием под опорный подшипник и крайними прорезями. Также была обнаружена трещина на боковой поверхности, идущая от начала утолщения к оси втулки.

Область торсиона, где были обнаружены, перечисленные выше, разрушения (рис. 10) была исследована с помощью компьютерного томографа.

Рис. 10.

Проведенные исследования показали, что первоначально образовалась трещина, идущая от начала горизонтальной прорези к отверстию под подшипник кожуха, а затем произошло отслоение верхнего пакета. Данный результат подтверждает численный анализ прочности, проведенный по критериям Мак-Кинена и Хоффмана.

Основные результаты и выводы

1. Разработана методика расчета напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных конструкций при сложном нагружении.

2. На основе созданного программного обеспечения исследовано напряженно-деформированное и предельное состояние торсиона несущего винта вертолета «Ансат» при действии полетных и стендовых нагрузок.

3. Проведено сравнение результатов расчета с результатами стендовых испытаний торсиона несущего винта, которое показывает, что предложенная методика с применением созданного программного обеспечения позволяет рассчитывать напряженно-деформированное и предельное состояние многослойных композитных деталей.

4. Проведена оценка прочьости торсиона несущего винта на основе феноменологического критерия прочности, учитывающего различные механизмы разрушения, и обнаружены зоны, где условия прочности не удовлетворительны и близки к критическим значениям.

5. Путем оценки температуры разогрева поверхности торсиона HB при циклических испытаниях при помощи тепловизора-радиометра, обнаружены зоны концентрации напряжений, которые совпадают с расчетными.

Публикации по теме диссертации

1. Митряйкин В.И., Павлов В.А., Фетисов J1.B. Использования беспилотных летательных аппаратов при ведении боевых действий. Тезисы докладов 10 НТС «Внутрикамерные процессы в энергетических установках». Казань: КВАКИУ, 1998. С.148.

2. Фетисов JI.B., Жаркоч O.A., Митряйкин В.И. Оценка напряженно-деформированного состояния сферических оболочек, внедряемых в фунт. НТС «Совершенствование разработок артиллерийского вооружения и военной техники, их боевого применения и эксплуатации». Казань: КФВАУ, 1999. С.47-50.

3. Фетисов Л.В., Клементьев В.Г., Угревский C.B. Исследование устойчивости изотропных цилиндрических панелей сложной геометрии. Тезисы докладов и сообщений Международной научно-технической конференции. Н. Челны: КамПИ, 2000. С. 49.

4. Митряйкин В.И., Угревский C.B., Фетисов J1.B. Колебания орто-тропных пластин и оболочек неканонического очертания. Тезисы 12 Межвузовского семинара «Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология». Казань: КФВАУ, 2000. С. 327-329.

5. Голованов А.И., Митряйкин В.И., Фетисов JI.B. Оценка прочности торсиона лопасти рулевого винта. Тезисы докладов XIII Всероссийской

J-А

16 "ТЯ^ИЗ-4 7 8

межвузовской НТК «Внутрикамерные процессы, акустика, диагностика, экология». Казань: КФВАУ, 2001. С. 290-293.

6. Фетисов Л.В., Голованов А.И., Конюхов A.B., Митряйкин В.И., Михайлов С.А. Численное моделирование напряжений при проектировании и оптимизации конструкции торсиона несущего винта. Труды республиканской научно-практической конференции «Интеллектуальные системы и информационные технологии», АН РТ. Казань: «Отечество»,

2001. С. 239-240.

7. Голованов А.И., Конюхов A.B., Митряйкин В.И., Михайлов С.А., Фетисов Л.В., Шувалов В.А. Расчетно-экспериментапьное исследование прочности упругих элементов бесшарнирных винтов вертолетов. Ч. 1. Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. 2001, № 4. С. 7-11.

8. Голованов А.И., Конюхов A.B., Митряйкин В.И., Михайлов С.А., Фетисов Л.В., Шувалов В.А. Расчетно-экспериментапьное исследование прочности упругих элементов бесшарнирных винтов вертолетов. 4.2. Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. 2002, № 1. С. 10-13.

9. Голованов А.И., Конюхов A.B., Митряйкин В.И., Михайлов С.А., Фетисов Л.В., Шувалов В.А. Исследование напряженно-деформированного состояния торсиона несущего винта легкого вертолета. Материалы VIII Международного симпозиума «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред. М.: Изд-во «Графросс», 2002. С. 53-54.

10. Голованов А.И., Фахрутдинов И.А., Фетисов Л.В. Исследование напряженно-деформированного состояния упругого элемента несущего винта легкого вертолета. Материалы XIV Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология». Казань: КФВАУ,

2002. С. 199-201.

11. Фетисов Л.В., Дворянкин A.B., Нам В.В., Шувалов В.А. Исследование напряженно-деформированного и предельного состояния торсиона несущего винта при действии эксплуатационных нагрузок. Сборник материалов XV Всероссийской межвузовской НТК «Электромеханические и внутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий». Часть 1, Казань: КГУ им. В.И. Ульянова-Ленина, 2003. С. 327.

Редактировал и корректировал автор

Подписано в печать 11.08 03. Формат бумаги 60x84 1/16

Типографская №2 Офсетная печать Уел печ л 1,0

Тираж 100 экз Зак 55в-03. Бесплатно

Типография КФВАУ, Казань-25

Введение.1.

Глава 1. Конструктивные особенности и технология изготовления втулки несущего винта вертолета «Ансат».

1.1. Описание конструкции втулки несущего винта.

1.2. Технология изготовления композитного торсиона.

1.3. Определение механических характеристик материалов, используемых для изготовления торсиона.

Глава 2. Методика расчета напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных деталей машин на базе метода конечных элементов.

2.1. Конечный элемент анизотропной теории упругости.

2.1.1. Постановка задачи.

2.1.2. Построение матрицы жесткости.

2.2. Многослойный конечный элемент.

2.3. Методика оценки прочности многослойных композиционных конструкций.

2.4. Расчетная схема торсиона.

Глава 3. Исследование напряженно-деформированного и предельного состояния торсиона НВ при действии стендовых и полетных нагрузок

3.1. Определение полетных и стендовых нагрузок.

3.2. Численный расчет напряженно-деформированного и предельного состояния торсиона при действии стендовых и полетных нагрузок.

3.3. Экспериментальное исследование напряженно-деформированного состояния торсиона при стендовых испытаниях.

3.4. Определение локальных зон концентрации напряжений путем оценки температуры разогрева поверхности торсиона.

Повышение качества и надежности выпускаемой продукции является одной из важнейших народнохозяйственных проблем. Особенно остро она стоит в отраслях промышленности, производящих изделия ответственного назначения, где аварии, вызванные применением дефектных деталей и узлов, связаны с огромными материальными потерями и человеческими жертвами.

В 50 — х годах прошлого столетия в авиационной и других отраслях пром .пиленности начали широко применять многослойные конструкции, представляющие собой различные комбинации неразъемно-соединенных между собой слоев из металлов (алюминиевых и титановых сплавов, сталей и др.) и неметаллических материалов. Среди последних большую и все возрастающую роль играют полимерные материалы. Полимерные материалы весьма разнообразны. Их можно разделить на неармированные и армированные.

Неармированные полимеры имеют сплошную или пористую структуру, не содержащую армирующих волокон. К ним относятся резины, полиуретаны, пенопласты, полиэтилены и т.п.

Армированные полимеры (полимерные композиционные материалы) представляют собой полимерную матрицу, содержащую тонкие армирующие волокна из высокопрочных материалов — стекла, углерода, органических веществ и т.п. Волокна придают материалу прочность и жесткость, матрица соединяет материал в единую структуру. Варьируя направление армирования, можно придать материалу заданные свойства, увеличивая его прочность в нужном направлении. Армированные полимеры (стекло-, угле- и органопластики) широко применяют в авиационной технике, судостроении и других отраслях машиностроения, в строительстве. Из них изготовляют силовые детали летательных аппаратов, корпуса судов, обтекатели антенн, сотовые панели и многие другие узлы и детали. В настоящее время при создании самолетов и вертолетов полимерные композиционные материалы вытесняют традиционные алюминиевые сплавы, позволяя создавать более легкие и прочные конструкции.

Современные тенденции требуют от вертолета повышения его потребительских качеств, уменьшения уровня шума, повышения маневренности, увеличения уровня безопасности и, самое главное, удешевление стоимости его эксплуатации. Это возможно при условии совершенствования несущей системы вертолета совместно с широким применением композиционных материалов, увеличивающих ресурс агрегатов.

Несущий винт является одним из главных arpei атов вертолета, определяющим его основные летно-технические и эксплуатационные характеристики.

В мировой практике проектирования вертолетных конструкций к настоящему времени накоплен достаточно обширный опыт создания несущих винтов различных схем. Все многообразие этих схем может быть систематизировано с помощью диаграммы, представленной на рис. 1. Данная классификация предложена Михеевым С.В. и Далиным В.Н. в работе [17]. ВШ ™ ОШ кМнэi—

I ВШГШ а) б) вшош™

KLheH ош

ОШ ВШ ГШ

Рис. 1. Типовые конструктивные схемы несущих винтов вертолетов, а) - классическая трехшарнирная; б) - с совмещенными ГШ и ВШ; в) - с вынесенным ВШ; г) - с вынесенными ГШ и ВШ; д) - на кардане; е) - с эластомерным общим шарниром; ж) -полужесткие винты; з) - жесткие винты.

Классическая трехшарнирная схема втулки несущего винта характеризуется креплением лопастей с помощью горизонтального, вертикального и осевого шарниров. В этом случае существенную роль играет величина разноса (расстояния от оси вала несущего винта) горизонтальных и вертикальных шарниров, которая определяет конструкцию втулки. Чередование последовательности шарниров дает различные варианты втулок шарнирных схем, отличающихся различными характеристиками управляемости вертолета.

В последнее время большой интерес проявляется к упрощенной конструкции втулки несущего винта, в которой шарниры заменяются упругими элементами — торсионами. При креплении лопастей к втулке посредством торсионов последние воспринимают действующие на лопасти центробежные силы и позволяют лопастям отклоняться в плоскости взмаха и в плоскости вращения. Такое усовершенствование направлено на повышение ресурса работы, снижения эксплуатационных расходов и улучшения качества управляемости и маневренности, особенно в сложных погодных условиях.

В настоящее время существует несколько типов упругих элементов, применяемых в бесшарнирных втулках несущих винтов. Конструктивно все типы зависят от того, как разработчик справляется с решением всех функциональных задач такой втулки: разделение колебаний лопастей винта в плоскостях взмаха, вращения и при кручении; обеспечение частотной отстройки колебаний лопастей, обеспечение потребного уровня деформирования лопастей в соответствующих плоскостях, обеспечение необходимого ресурса агрегата по условиям усталостной прочности. Эти условия накладывают большие требования к упругому элементу, требуют применения в его конструкции чередующихся слоев металла, композита и резины. В зависимости от жесткостных характеристик таких элементов в значительной степени зависит нагруженность лопасти и уровень ее упругого деформирования.

Создание таких упругих элементов требует наличия у производителя высоких технологий для изготовления таких конструкций, совершенных методик их расчета и современных средств испытаний и контроля качества изготавливаемой продукции.

На стадии выбора проектных параметров упругой балки, в зависимости от уровня нагрузок на лопасть и систему управления, математическая модель пространственного деформирования лопасти на упругой подвеске должна учитывать возможность появления достаточно больших упругих перемещений, а это связано с использованием геометрически нелинейных соотношений.

Отсутствие надежных и достаточно простых методов расчета сдерживает широкое применение этой схемы, особенно в случае использования композиционных материалов.

Исследований, посвященных этой проблеме, сравнительно мало.

В работе [46] в историческом аспекте проведен краткий обзор методов анализа статического и динамического поведения, основанных на инженерных балочных теориях. Отмечено, что настоящий период характеризуется включением в анализ учета анизотропии свойств конструкции лопасти в связи с применением композиционных материалов и бесшарнчрного упругого крепления лопастей. В работах [44, 45, 47, 48, 49, 50] в рамках балочной модели рассматривается расчет напряженно-деформированного состояния композитных лопастей и элементов конструкций с учетом деформации поперечного сдвига.

Высокие маневренные характеристики вертолета с бесшарнирным винтом подразумевают более жесткую связь между управляющим усилием и нагрузкой, чем на шарнирном винте. С появлением таких конструкций несущей системы допущения, принятые для шарнирного винта, неоправданны.

Численный анализ особенностей геометрически нелинейной модели деформирования упругой оси лопасти бесшарнирного винта проведен в ра-бэте С.А. Михайлова [31].

Комплексная математическая модель пространственной и аэроупругой балансировки одновинтового вертолета разработана A.M. Гирфановым [9]. Им выполнено комплексное исследование влияния упругости лопастей и способов моделирования заделки лопастей бесшарнирного несущего винта на балансировочные характеристики вертолета.

При создании математической модели поведения лопастей бесшарнирных винтов необходимо учитывать жесткостные характеристики торсиона.

В работе А.И. Туркиной [40] рассмотрены вопросы прочности упругих элементов несущего винта вертолета (торсионов и эластомерных подшипников). При этом для торсиона используется стержневая модель Кирхгофа — Клебша в линейной постановке.

Работы [34, 35, 37, 38] посвящены расчету напряженно-деформированного состояния универсального торсиона несущего винта вертолета, представляющего собой многослойную стержневую композитную конструкцию. В рамках сдвиговой модели С.П. Тимошенко выводится система нелинейных дифференциальных уравнений упругого деформирования торсиона и граничных условий. В предположении отсутствия распределенной нагрузки по длине получено аналитическое решение для отдельного стержня и определены границы этого решения. Отмечено, что касательные напряжения в модели типа С.П. Тимошенко в общем случае не удовлетворяют статическим граничным условиям на боковой поверхности стержня и, следовательно, требуются уточнения. В связи с этим решены задачи определения касательных напряжений и жесткостей многослойного стержня при сдвиге и кручении.

В работе А.Ю. Лисса [25] уточнен подход, предложенный в работе [37] и разрабатывается теория и методика расчета торсиона балочного типа на изгиб в двух плоскостях и кручение. Показано, что растяжение торсиона существен ю влияет на его деформации. Проведен расчет торсиона при совместном действии изгибающих моментов в двух плоскостях, показано, что сложный характер деформаций торсиона требует особого подхода при тензоизме-рении в процессе испытаний вертолета.

В работе [12] исследуется напряженно-деформированное состояние торсиона рулевого винта легкого вертолета в трехмерной постановке на основе МКЭ. Приводится описание базового конечного элемента с биквадратной аппроксимацией по поверхностным координатам, линейной по толщине, в двух модификациях. Этими же авторами в работе [13] приведены экспериментальные исследования деформированного состояния торсиона рулевого винта легкого вертолета при базовых видах нагружения. Разработана методика оценки предельного состояния торсиона по феноменологическим критериям прочности и по максимальным напряжениям.

Расчетные методы позволяют получить удовлетворительные результаты на основе известных физико-математических моделей механики деформируемых тел. Поскольку модели строятся с использованием ряда предположений и при приближенных значениях входящих параметров, то численные р ешения могут не обладать необходимой точностью. Поэтому в процессе проектирования и доводки деталей (изделий) результаты расчета должны подтверждаться соответствующими экспериментальными исследованиями. Это, в свою очередь, накладывает высокие требования к эксперименту, большое значение имеют характеристики испытательных машин, способы приложения нагрузки, постоянство нагрузки по величине и направлению, применение высокоточной аппаратуры, ЭВМ для регистрации и обработки результатов измерений и других условий.

Авторами [33] применены современные компьютерные технологии для автол: атизации наземных прочностных испытаний упругой балки. К ним относятся статические испытания, во время которых нагрузки последовательно увеличиваются вплоть до разрушения, и испытания на сопротивление усталости, при которых оценивается способность конструкции противостоять действующим в процессе эксплуатации повторяющимся нагрузкам.

В статье [43] рассмотрена оценка допустимой усталостной прочности и обоснование допустимых повреждений для композитных элементов бесшарнирного несущего винта вертолетов ВО 105, ВК 115 и ВК 117 С-2. Обращается внимание на то, что для каждого вида повреждений, статических и усталостных, поведение конструкции индивидуально и совершенно по-разному зависит от технологии изготовления.

На вертолете «Ансат» применен упругий элемент балочного типа с использованием многослойной тканевой композиции и низкомодульных вязко-упругих материалов. За счет соответствующей механической обработки обеспечивается многоканальная передача нагрузок на центральную часть втулкл. Вязкоупругий материал между тканевыми пакетами обеспечивает за счет сдвига работу пакетов в условиях, приближенных к одноосному «растяжению-сжатию» при колебаниях лопасти в плоскости взмаха. Разделение торсиона продольными прорезями на «ручьи» обеспечивает приемлемый уровень напряжений при работе лопасти на изгиб в плоскости вращения и при кручении. Демпфирование обеспечивается соответствующим подбором материалов в композитных пакетах и их укладкой. Для того чтобы определить его напряженно-деформированное (НДС) с достаточно высокой степенью точности, необходимо использовать метод конечных элементов с такой сеткой конечных элементов, которая в должной мере воспроизводила бы все особенности формы (вырезы, переходы, галтели и другие).

Целью работы является: разработка и реализация эффективной расчетно-эхспериментальной методики оценки напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных конструкций при сложном нагружении; применение созданных методов и разработанного на их основе комплекса программ для ПЭВМ к расчету втулок бесшарнирных винтов.

Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы, включающего наименований.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Разработана методика оценки напряженно-деформированного и предельного состояния многослойных композиционных конструкций при сложном нагружении.

2. На основе созданного программного обеспечения исследовано напряженно-деформированное и предельное состояние торсиона несущего винта вертолета «Ансат» при действии эксплуатационных нагрузок.

3. Проведено сравнение результатов расчета с результатами стендовых испытаний торсиона несущего винта, которое показывает, что предложенная методика с применением созданного программного обеспечения позволяет рассчитывать напряженно-деформированное и предельное состояние многослойных композитных деталей несущих систем вертолетов.

4. Проведена оценка прочности торсиона несущего винта на основе феноменологического критерия прочности, учитывающего различные механизмы разрушения и обнаружены зоны, где условия прочности не удовлетворительны и близки к критическим значениям.

5. Проведены исследования по оценке температуры разогрева поверхности торсиона НВ при циклических испытаниях при помощи тепловизора-радиометра. Обнаружены зоны концентрации напряжений, которые совпадают с расчетными.

1. «Ансат» легкий многоцелевой. Приложение к Российскому информационному журналу «Вертолет». Вертолетный мир России, 2000. С. 70-71.

2. Барбашев В.М. и др. Техническая справка № 1636 по результатам статических испытаний торсиона НВ опытного изделия «Ансат». Казань: КГТУ, 1999. 23 с.

3. Белоцерковский С.М. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. М.: Наука, 1965. 244 с.

4. Браверман А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. М.: Машиностроение, 1988. 280 с.

5. Брамвелл А.Р.С. Динамика вертолетов. М.: Машиностроение, 1982. -368с.

6. Братухин И.П. Проецирование и конструкция вертолетов. М.: Оборонгиз, 1955. 360 с.

7. Вождаев Е.С. Теория несущего винта вертикально взлетающего вертолета в осевом потоке. Тр. ЦАГИ, 1970. Вып. 1234. 42 с.

8. Володко A.M. Безопасность полетов вертолетов. М.: Транспорт, 1981. 223 с.

9. Гирфанов A.M. Аэроупругий расчет и балансировка одновинтового вертолета с бесшарнирным винтом. Диссертация кандидата технических наук. Казань: КАИ, 2000. 119 с.

10. Голованов А.И., Митряйкин В.И., Фетисов J1.B. Оценка прочности то-сиона лопасти рулевого винта. Тезисы докладов XIII Всероссийской межвузовской НТК «Внутрикамерные процессы, акустика, диагностика, экология». Казань: КФВАУ, 2001. С.290-293.

11. Гольденблат И.И., Копнов В.А. Критерии прочности и пластичности конструкционных материалов. М.: Машиностроение, 1968. 192 с.

12. Далин В.Н., Михеев С.В. Конструирование агрегатов вертолетов. М.: Изд-во МАИ, 2001.351 с.

13. Дворянкин А.В. и др. Протокол № 7039 результатов вывода на второй режим усталостных испытаний торсиона НВ опытного изделия «Ансат». Казань: КГТУ, 2002. 7 с

14. У. Джонсон Теория вертолета. М.: Мир, 1983. Кн. 1. 502 с.

15. У. Джонсон Теория вертолета. М.: Мир, 1983. Кн. 2. 522 с.

16. Камов Н.И. Винтовые летательные аппараты. М.: Оборонгиз, 1948. -207с.

17. Композиционные материалы. Т.7, 4.1. Анализ и проектирование конструкций. М.: Машиностроение, 1978.

18. Композиционные материалы. Справочник. Киев: Наукова думка, 1985. 592 с.

19. Лисс А.Ю. Расчет торсиона балочного типа. Изв. вузов. Авиационная техника. Казань, 2001. № 4. С. 16-21.

20. Маченков В.И., Мальцев В.П. и др. Расчеты машиностроительных конструкций методом конечных элементов. Справочник. М.: Машиностроение, 1989. 520 с.

21. Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко Л.Н., Лейканд М.А. Вертолеты. М.: Машиностроение, 1966. Кн. 1. 455 с.

22. Миль M.JI., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко J1.H., Лейканд М.А. Вертолеты. М.: Машиностроение, 1976. Кн. 2. 424 с.

23. Митряйкин В.И. и др. Исследование локальной прочности торсиона рулевого винта опытного вертолета «Ансат» на базе МКЭ. Отчет по НИР № 4-00-624. Казань: КФВАУ, 2001. 50 с.

24. Митряйкин В.И. и др. Численное моделирование напряжений в локальных зонах торсиона несущего винта и оценка местной прочности конструкции. Отчет по НИР № 4-00-624. Казань: КФВАУ, 2001. 40 с.

25. Михайлов С.А. Математическое моделирование задач аэроупругости несущего винта в геометрической нелинейной постановке. Диссертация доктора технических наук. Казань: КАИ, 1996. 385 с.

26. Михеев Р.А. Прочность вертолетов. М.: Машиностроение, 1984. 280 с.

27. Наумов В., Наумов А., Барбашов В.М., Пахов В., Бастраков С.М., Михайлов С.А., Ичанкин С. Автоматизация прочностных испытаний несущей системы вертолетов. СТА. С. 34-40.

28. Павлов В.А. Геометрическая нелинейная теория расчета тонких стержней крыльевого профиля. Изв. вузов. Авиационная техника, 1981. № 1. С. 44-50.

29. Одиноков А.Ю., Сидоров И.Н., Савинов В.И. Расчет тонкостенных стержней из композиционных материалов на растяжение и поперечный изгиб. Казань, 1996. 10 с. Деп. в ВИНИТИ 17.05.96, № 1579 В. 96.

30. Одиноков А.Ю., Сидоров И.Н., Савинов В.И. Расчет тонкостенных стержней из композиционных материалов на свободное кручение. Казань, 1996. 12 с. Деп. в ВИНИТИ 30.05.96, № 1780. В. 96.

31. Савинов В.И., Сидоров И.Н. Построение разрешающих уравнений упругого деформирования композиционного торсиона несущего винта вертолета. Казань, 1997. 17 с. Деп. в ВИНИТИ 25.07.97 № 2493. В. 97.

32. Савинов В.И. Расчет напряженно-деформированного состояния композиционных стержневых конструкций несущей системы вертолета Диссертация кандидата технических наук. Казань: КГТУ, 1999. 139 с.

33. Тищенко М.Н., Некрасов А.В., Радин А.С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. М.: Машиностроение, 1976. 365 с.

34. Туркина А.И. Расчет на нрочност винтов современных вертолетов. М.: МАИ, 1990. 36 с.

35. Шнуров З.Е. Метод конечного элемента с итерациями для расчета форм и частот свободных колебаний естественно закрученных лопастей воздушных винтов. Тр. ЦАГИ, 1972. Вып. 1430. С. 3-27.

36. Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчет вертолетов. М.: Оборонгиз, 1956. 560 с.

37. Н. Bansemir, J.-M. Besson, К. Pfeifer Development and substantiation of structures with regard to damage tolerance. 27th European rotorcraft forum. Moscow, 2001. 8 p.

38. Jung Sung Nam, Kim Seung Jo. Aeroelastic response of composite rotor blades considering transverse shear and structural damping. // AIAA Journal. 1994, 32, N.4. P. 820-827.

39. Kosmatka J.B. Extension-bend-twist coupling behavior on nonhomogeneous anisotropic beam with initial twist. // AIAA Journal. 1992, 30, N. 2. P. 519-527.

40. Kunz Donald L. Survey and comparision of engineering beam theories for helicopter rotor blades. // J. Aircraft engineering. 1994, 31, N.3. P. 473-479.

41. Libal Avinoam. Equations for nonlinear planar deformation of beams. // Trans. ASME. J. Appl. Mechanics. 1992. 59, №4. P. 1028-1030.

42. Noor Ahmed K., Kim Young H., Peter Jeanne M. Transverse shear stress and their sensitivity coefficients in multilayered composite panels. // AIAA Journal. 1994, 32, N. 6. P. 1259-1269.

43. Chandra Ramesh, Chopra Inderjit. Structural behavior of two-cell composite rotor blades with elastic coupling. // AIAA Journal. 1992, 30, N. 12. P. 2914-2921.

44. Whitney James M. Analysis of interlaminar stresses in torsion of symmetric laminates. // AIAA Journal. 1994, 32, N. 3. P. 662-665.