автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.04, диссертация на тему:Методологические основы конструктивно-технологического обеспечения живучести авиаконструкций, выполненных из полимерных композитных материалов

>г ь и у я £

МОСКОВСКИЙ ОРДЕНА ЛЕН1ША И ОРДЕНА ОКТЯБРЬСКОЙ РЕВОЛЮЦИИ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ имени СЕРГО ОРДЖОНИКИДЗЕ

Экз.й...

На правах рукописи

УДК 620.22-419.8.678:539.4

УШАКОВ АНДРЕЙ ЕВГЕНЬЕВИЧ

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИВУЧЕСТИ АВИАКОНСТРУКЦИЙ, ВЫПОЛНЕННЫХ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ

Специальность: 05.07.04 "Технология производства

летательных аппаратов и двигателей1'

05.07.03 "Прочность летательних аппаратов"

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Москва, 1992

Работа выполнена в Московском ордена Ленина и ордена Октябрьской революции авиационном институте имени Серго Орджони

Официальные оппоненты: Академик Инженерной Академии , доктор технических наук, профессор Сироткин О.С.

Доктор технических наук, профессор Молодцов Г.А.

Доктор технических наук, старший научный сотрудник Лазарев В.В.

Ведущая организация: ММЗ им.П.О.Сухого

Защита состоится " "_1992г. в_часов.

на заседании специализированного совета Д.053.18.03 при МАИ им. С.Орджоникидзе.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московской авиационного института.

Прошу принять участио в обсуждении диссертации и направит] отзыв в двух экземплярах, заверенный печатью по адресу: 12587Г, Москва, ГСП, Волоколамское шоссе, д.4

Ученый секретарь специализированного совета

кандидат технических наук И.М.Зайцев

'<■4Л.<., -2-

»■■и^ОТЕКА

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. Повышение ресурса и надежности конструкции планера летательных аппаратов при уменьшении массы связывают с применением полимерных композитных материалов (ПКМ) на основе термореактивных или термопластичных матриц, армированных углеродными, органическими, стеклянными или керамическими волокнами, которые обладают высокой удельной прочностью и жесткостью, стойкостью к зарождению и развитию трещин' при действии переменных нагрузок. Широкое ¡внедрение ПКМ в самолетостроение требует решения триединой задачи - разработки материалов с высокими технологическими и эксплуатационными характеристиками, экономичной и высокопроизводительной технологии изготовления конструкций из ПКМ и принципов проектирования, учитывающих особенности ПКМ. Основными причинами, затрудняющими реализацию преимуществ ПКМ в авиаконструкциях и ограничивающими их прочность и ресурс, являются: повреждаемость при механических ударных воздействиях, чувствительность к концентраторам напряжений и хрупкий характер разрушения при статическом нагружении, рассеяние механических свойств и их снижение при воздействии окружающей среды.

Опыт эксплуатации ряда самолетов показывает, что наиболее опасными, вследствие неожиданности и катастрофичности проявления, причинами возможного разрушения авиаконструкций из ПКМ являются повреждаемость при механических ударных воздействиях в процессе эксплуатации и наличие технологических дефектов, необнаруженных при изготовлении. Поэтому обеспечение высокой безопасности и эффективности в весовом отношении силовых авиаконструкций из ПКМ возможно только на основе внедрения в практику их проектирования принципов "эксплуатационной живучести", предусматривающих возможность эксплуатации авиаконс.трукции из ПКМ при наличии повреждений. Указанная проблема не может быть решена без учета влияния совокупности конструктивно-технологических и эксплуатационных факторов, а также стохастического характера внешних нагрузок , механических ударных воздействий и рассеивания характеристик сопротивления разрушению ПКМ. Это приводит к необходимости использования вероятностной модели разрушения авиаконструкций из ПКМ, обеспечивающей введение обоснованных запасов,исходя из эффективности применяемых конструктивно-технологических методов повышения их живучести, "необнаруживаемости" повреждений и дефектов, ремонтопригодности композитных элементов. Вместе с том,

принципиальное отличие процессов возникновения в развития повр дений в ПКМ от усталостного разрушения металлов обуславливает требование существенного развития и дополнения методологии обе печения ресурса и живучести, разработанной для металлических а конструкций,применительно к авиаконструкциям из ПКМ.

В этих условиях создание комплексной методологии обеспече эксплуатационной живучести, основывающейся на вероятностных мв дах оценки безопасности и прогноза разрушения авиаконструкций ПКМ с учетом их повреждаемости в процессе производства и вкспл тации, а также на исследовании закономерностей влияния констру тивно-технологических решений и эксплуатационных факторов на с ротивление разрушение, является одним из условий широкого вне; рения ПКМ в авиастроение и отвечает актуальной задаче повышен! ресурса и весовой эффективности планера. Решению вопросов, вы; вигаемых практикой проектирования, сертификации и эксплуатацш существующих и перспективных объектов авиационной техники (из; 9.12, изд.9.15, изд.512. изд.1.42, изд.701, изд.С-22, Су-26, Су-26М, Ту-204, изд.70, Ил-П4, Ил-96-300, изд.48, изд.80,изд, Ан-74, ЛАК-12, ЛАК-15), посвящена настоящая работа.

Цель работы. Обеспечение живучести ¿'ресурса силовых ком] зитных авиаконструкций минимальной массыЧс учетом их поврежда< мостипри производстве и эксплуатации на основе создания един методики, определяющей совокупность выполнения конструктивно-технологических мероприятий на »тапах проектирования, изготов тая, сертификации и эксплуатации.

Обща;? методика исследований. Объектом экспериментально-! ретических исследований являются силовые ответственные констр ции планера самолетов с широким применением углепластиков сер КМУ-1, КМУ-3, КМУ-4, КМУ-9 или образованных на их основе гибр ных ПКМ.

Работа включает:

а) экспериментальные исследования, охватывающие как лабс горные образцы, конструктивные элементы и натурнне конотрукцЕ которые проводились в ЦАГИ и ОКБ МАП лично или при непосредс: ном участии автора. Все объекты экспериментальных иоследоваш изготовлены по типовым технологическим процессам в условиях < ционного производства из материалов, поставляемых дая отраслз обладали всеми особенностями, присущими авиаконструкциям. Иа ния образцов и элементов осуществляли на машинах ЦДИ-МПу.ЭГ! ЭШ-100, а натурных конструкций - на специальных стендах;

б) статистический анализ результатов контроля конструкций из ПКМ при производстве, испытаниях и эксплуатации, выполненных специалистами ЦАГИ, ОКБ и эксплуатирующих организаций. Характеристики повреждаемости авиаконструкций из ПКМ устанавливали на основе данных опыта производства и эксплуатации изд.9.12, изд.Т-Ю, Ан-124, ЛАК-12, Ь-ЮП, Ту-204, изд.77;

в) теоретические разработки, базирующиеся на современных достижениях механики разрушения композитов, методах теории вероятностей и математической статистики.

Научная новизна. В работе созданы и апробированы:

1. Конструктивно-технологические способы повышения сопротивления разрушению ПКМ при динамических воздействиях и статическом нагружении на основе комплексного управления свойствами поверхности раздела "волокно-матрица", полимерной матрицы и армирующих материалов, использования низкомодульных и высокомодульных стопперов трещин, а также выбора рациональных технологических процессов, укладки слоев и геометрии композитных элементов на этапах проектирования и изготовления.

2. Статистическая модель повреждения ПКМ при производстве и в эксплуатации, учитывающая особенности поведения ПКМ, многообразие поражающих технологических и эксплуатационных факторов, надежность осмотров.

3. Физическая модель поведения поврежденных элементов из ПКМ в эксплуатации, базирующаяся на закономерностях хрупкого разрушения ПКМ при одновременном высоком сопротивлении усталости.

4. Модели остаточной прочности и эксплуатационной живучести на основе модифицированных критериев механики разрушения для композитных конструкций с технологическими дефектами, эксплуатационными повреждениями к конструктивными концентраторами напряжений при различных случаях статического нагружения.

5. Экспериментальные и теоретические методы определения грещиносгойкосги и остаточной прочности композитных элементов при плоском напряженном состоянии с учетом типа конструкции, влияния технологических и эксплуатационных факторов.

6. Вероятностная модель эксплуатационной живучести композитных авиаконструкций, учитывающая особенности расчетных случаев повреждения ПКМ, надежность осмотров, эффективность способов восстановления прочности (ремонта), рассеяние эксплуатационных нагрузок и характеристик ПКМ.

'Решение проблемы осуществлялось путей:

- разработки конструктивно-технологических способов повь ния характеристик сопротивления разрушение ПКМ и оотаточной г ности выполненных из них элементов авиаконструкций, включая: совершенствование свойств наполнителей и матриц; гибридизаци! ПКМ; внедрение "совмещенной технологии" изготовления сотовых стругай* с композитными обшивками; использование низкомодулы и высокомодульных сгопперов трещин; применение интегральных I струйций;

- разработки расчетно-экспериментальных методик исследи повреждаемости ПКМ и статистических методов ее определения I результатам осмотра авиаконструкций при производстве и в экс1 тации, необходимых для рационального выбора при проектирован! конструктивно-технологических способов уменьшения повреждаем< а также для активного управления процессамипроизводства и те: ческой эксплуатации изделия;

- выявления закономерностей хрупкого разрушения при нал повреждений конструкционных ПКМ (углепластики серий КМУ-1.Ш КМУ-4, КМУ-9, гибридные ПКМ) и разработки на этой.основе мет< расчета остаточной прочности поврежденных авиаконструкций,у1 вающих влияние вида разрушения ПКМ, типа повреждения (дефект! конструктивно-технологических и эксплуатационных факторов;

- разработки структуры и методики формирования расчетны: условий по ресурсу и живучести авиаконструкций из ПКМ;

- определения методологических принципов реализации сис конструктивно-технологического обеспечения живучести авиакон ций из ПКМ на этапах проектирования, изготовления, саргифика: и эксплуатации;

- разработки методических основ оцределения характерист: живучести (коэффициентов безопасности по остаточной прочност: периодичности осмотров и потребной эффективности ремонтов) а конструкций из ПКМ при различных стратегиях их эксплуатации : условия обеспечения требуемой вероятности разрушения с учето рассеивания нагрузок.размеров повреждений и остаточной црочн

- формирования требований к трещиностойкости и сопрогив разрушению при ударах для конструкционных ПКМ, к характерист контроле- и ремонтопригодности авиаконструкций из ПКМ.

Достоверность выводов и рекомендаций, изложенных в рабо подтверждается: статистически представительными данными,позв щими сравнить теоретические разработки с экспериментом; совпа

расчетов с контрольными испытаниями натурных авиаконструкций; опытом сертификационных испытаний Су-26, изд.9.13, изд.48, Ту-204, изд.70, изд.77, планеров ЛАК-12.ЛАК-15, а также опытом эксплуатации изд.9.12,Су-26/26М,Ан-72/74,Ан-124,изд.Т-10,планера ЛАК-12.

Практическую ценность работы представляют как теоретические и методологические основы комплексной системы, так и йходяцие в нее расчетно-экспериментальные методы, результаты исследования повреадаемости, закономерностей разрушения, характеристик живучести контроле- и ремонтопригодности силовых ответственных авиаконструкций из ПКМ.

Разработанная методология конструктивно-технологического обеспечения эксплуатационной живучести положена в основу практических методик и рекомендаций, используемых в ЦАГИ, ОКБ МАП и ДОСААФ; |

-на стадии цро.ектирования - для выбора и обоснования рациональных конструктйзяо-технологических решений (применение стоппе-ров трещин, гибридизация ПКМ, повышение характеристик ПК/У, внедрение перспективных методов изготовления сотовых и интегральных конструкций) , уровня допускаемых напряжений,регламента осмотров и ремонтов, обеспечивающих требуемую живучесть при минимуме затрат массы и трудоемкости обслуживания;

- на этапе сертификации - для подтверждения характеристик живучести для выбранных технологических процессов и конструктивно-технологических решений;

- на этапе эксплуатации - для поддержания требуемого уровня безопасности путем управления процессом эксплуатации.

Разработаны структура расчетных условий по живучести для авиаконструкций из ПКМ и методы их формирования. Определены статистические параметры повреждаемости авиаконструкций из ПКМ при производстве и в эксплуатации,на основании которых дана классификация элементов планера по условиям повреждаемости, учитывающая влияние конструктивно-технологических и эксплуатационных факторов. Обобщены рекомендации по нормированию условий повреждаемости и моделированию типовых повреждений в лабораторных условиях.

При растяжении,сжатии,сдвиге для основных конструкционных углепластиков серий КМУ-1, КМУ-3, КМУ-4,КМУ-9 получены статистические представительные данные по характеристикам сопротивления разрушению при ударах,трещиностойкости,остаточной прочности при наличии типовых повреждений (расслоение.вмятина,пробоина), идеали-

зированных дефектов (прорезь, отверстие), конструктивных вырезов. Определена.эффективность конструктивно-технологических способов уменьшения повреждаемости и увеличения остаточной прочности ПКМ. Даны рекомендации по использованию стопперов трещин для повышения живучести углнпластиковых обшивок при различных случаях статическ го нагружения, выбору ширины стопперов, межстопперного расстояния ПКМ для формирования стопперов.

Разработанная система конструктивно-технологического обеспе ния живучести реализована на высокопроизводительных персональных ЭВМ в виде комплекса баз данных и программ расчета для аналитикес кого определения требуемых характеристик живучести авиаконструкщ из ПКМ при заданных критериях проектирования на различных этапах создания и. эксплуатации изделия.

Реализация результатов.

Разработанные методы, рекомендации, полученные статистичес характеристики повреждаемости, данные о влиянии конструктивно-те нологических факторов на сопротивление разрушению авиаконструкци из ПКМ получили внедрение в ЦАГИ, ММЗ им.Микояна, ММЗ им.Туполев ММЗ им.Сухого, ММЗ "Скорость", КМЗ им.Антонова,ВИАМе,СКТБ ДОСАА«

- при создании самолетов Су-26, изд.9.12, изд.9.15, изд.70 Ту-204, изд.512, изд.1.42, изд.48, изд.77Т и планеров ЛАК-12, ЛАК-15, ЛАК-17;

- при составлении программ сертификационных испытаний изд. изд.9.13, изд.70,Ту-204, изд.?7Т и планеров ЛАК-12,ЛАК-15, ЛАК-]

- при формировании требований ВИАМ и ЦАГИ к свойствам перспективных ПКМ.

Результаты работы нашли отражение в Методических рекоменд! "Накопление повреждений в комозитах при многоцикловом консольно] изгибе"; Руководящих технических материала/. ВИАМ "Методика опр ления трещиностойкости композитных материалов с учетом зоны рас скиванш|"; Руководящих технических материалах ЦАГИ "Проектирова расчет и испытания конструкций из композиционных материалов", в пуски X и XI; "Сопротивление усталости и трещиностойкость сплав элементов и агрегатов авиационных конструкций", выпуск У.

Апробация. Основные результаты работы докладывались и обе дались на: Международной выставке "Конверсия-91" (Болонья,Итал1 1991);1У Европейской конференции по композитным материалам (Штутгардт, ФРГ, 1990), 7-ой Международной конференции по разрз шению (Хьюстон, США, 1989), Международной конференции по кото:

-е-

ционным материалам и конструкциям (Мадрас, Индия, 1988); Международной конференции "IX Венгерские дни авиационных наук" (Будапешт, 1988); I конференции по авиации стран-членов СЗЗ и СФПО (Москва,

1987); I Всесоюзной конференции по механике разрушения материалов (Львов, 1987); Х,Х1 Всесоюзных конференциях "Конструкции и технология получения изделий из неметаллических материалов" (Обнинск,1986,

1988); I Всесоюзной конференции "Теория и практика технологии производства изделий из ПКМ" (Киев, 1988); IX,X Всесоюзных конференциях "Структура,свойства и работоспособность углеродных материалов

в изделиях авиационной и ракетскосмической техники" (Киржач,1987,

1989) ; I Всесоюзном симпозиуме "Механика и физика разрушения композитных материалов и конструкций" (Ужгород, IS88); 1У Всесоюзном симпозиуме "Малоцикловая усталость - механика разрушения, живучесть и материалоемкость конструкций"(Краснодар, 1983); У Всесоюзном симпозиуме "Малоцикловая усталость - критерии разрушения и структура материалов" (Волгоград, 1987); П Всесоюзном симпозиуме по механике разрушения (Житомир, 1985); I Всесоюзном семинаре "Применение ПКМ в машиностроении" (Ворошиловград, 1987); У межотраслевой конференции "Технология и проблемы внедрения КМ в промышленность" (Миасс, 1984); ХУ межотраслевом семинаре "Опыт разработки и эксплуатации конструкций из КМ" (Ташкент, 1983); 1У, У, У1 межотраслевых школах по проблемам проектирования конструкций (Тбилиси, 1983, Калининград, 1984, Красноярск, 1985); УП, У1И отраслевых конференциях по выносливости и ресурсу авиаконструкций (Жуковский, 1983, 1986); научно-технических конференциях ЦАГИ (1980, 1983, 1986), КМЗ (1982, 1985, 1987) , ВИАМ (1982) , СибНИА (1983), МАТИ (1984, 1985). I

Публикации. По результатам исследований подготовлены 2 монографии, 2 учебно-методических пособия для ЩПК МАП и ВУЗов, опубликовано более 80 работ в журналах "Механика композитных материалов", "Физико-химическая механика материалов", "Авиационная Промышленность", "Техника воздушного флота", "Сообщения ЦАГИ", "Техника, экономика, информация (серия "Конструкции из композиционных материалов")", трудах ЦАГИ, МАТИ, ВИАМ, п.я. A-I420, издательствах ВИМИ, НИИграфит, ЕНИИМАШ АН СССР, ИПП АН УССР, <?МИ АН УССР, PEcnum Pi.b^bbi'nö Co.. (США), tPheviei QppUtd bcltnce (США),GTERKS

(ВНР),Pet^moп Рхель (Англия),а также одно авторское свидетельство на изобретение.

Структура диссертации. Диссертация содержит введение, шесть

глав, общие выводы, библимрафический список и приложения.

В первой главе проанализированы основные особенности об! чения ресурса авиаконструкций из ПКМ, определяющие условия вш рения ПКМ, установлены характерные черты повреждаемости и раз] ния авиаконструкций из ПКМ, дано обоснование выбранного напра] ния исследований и сформулированы задачи.

Вторая глава посвящена разработке теоретических основ си< конструктивно-технологического обеспечения эксплуатационной жз чести авиаконструкций из ПКМ, включая вероятностную модель их рушения при наличии повреждений.

Третья , четвертая главывключают в себя исследования ста: тических закономерностей повреждаемости, разработку расчетно-экспериментальных методов определения и конструктивно-техноло: ческих способов обеспечения требуемых характеристик сопротивл' разрушению поврежденных авиаконструкций из ПКМ.

В шестс!главе сформулированы методологические принципы р лизации системы конструктивно-технологического обеспечения эк тационной живучести авиаконструкций из ЩСМ на этапах техничес предложения, проектирования и выбора технологических процессо сертификации и эксплуатации. Описана автоматизированная метод включающая в себя комплекс баз -данных и методов расчета харак ристик живучести авиаконструкций из ПКМ при заданных критерия проектирования, производятся оценки живучести и безопасности реальных авиаконструкций, выполненных с широким применением Л а также показывается эффективность этой методики.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

^Внедрение новых материалов и технологий при создании ЛА сопровождается значительными изменениями в методологии проект вания авиаконструкций и регламентирующих их безопасность норь ных документах, которые приводятся в соответствие с особенное поведения материалов. Это подтверждают результаты анализа эта внедрения ПКМ в авиастроение, эффективность каждого из которь определяется уровнем знаний о достоинствах и недостатках Ш разработанных на их основе методов повышения характеристик Ш

изготовления и расчета композитных конструкций. Повышение тр< ваний к весовому совершенству, увеличение срока службы, числг циклов нагружений приводят к ограничению прочности и ресурса ответственных силовых авиаконструкций. На решение задач доси ния требуемых статической прочности и устойчивости конструк'

из ПКМ направлены работы С.А.Лмбарцумяна, И.Ф.Образцова, В.В.Васильева, В.Ф.Кутьинова, В.В.Болотина, Л.К.Малмейстера, Л.В.Стюарта, В.М.Андриенко, С.Цал, Е.Ву, Д.Старноса и других.

Данная работа посвящона проблеме обеспечения ресурса ответственных силовых авиаконструкций из ПКМ. Благодаря высокому сопротивлению усталости ПКМ, решение проблемы выносливости конструкций из них не представляет особой трудности, но хрупкость ПКМ, чувсты-тельность к концентраторам напряжений при статическом нагружении, многообразие видов разрушений, рассеяние механических свойств и у.х снижение при воздействии окружающей среды делают задачу обеспечения заданного ресурса конструкций из ПКМ достаточно сложной. Поэтому, как это следует из рис.1, где представлены данные анализа эволюции способов обеспечения безопасности авиаконструкций из ПКМ, до недавнего времени область использования ПКМ была ограничена несиловыми и низконагрукенными авиаконструкциями, что не позволяло в полной мере реализовать преимущества ПКМ. Обеспечение ресурса подобных конструкций осуществляли по принципу "безопасного ресурса".

Выполненный анализ известных случаев летных происшествий с ЛА вследствие разрушения элементов из ПКМ показывает, что их причинами являются: наличие технологических дефектов, не обнаруженных при изготовлении,и повреждаемость при механических ударах в эксплуатации. В связи с этим создание из ПИЛ высокоэффективных и безопасных силовых авиаконструкций возможно только на основе принципов "Эксплуатационной живучести", позволяющих увеличить уровень допускаемых эксплуатационных напряжений в 2-3 раза за счет прогнозирования и предотвращения разрушения поврежденных ПКМ,а также применения рациональных конструктивно-технологических способов увеличения сопротивления разрушению ПКМ (рис.2). Это приводит к необходимости проведения комплексного исследования, направленного на обеспечение требуемых живучести и безопасности авиаконструкций из ПКМ на основе введения обоснованных запасов и исходя из эффективности кояструктивно- технологических методов повышения характеристик живучести.

Изучению вопросов, связанных с обеспечением безопасности и надежности ответственных конструкций, посвящено значительное число исследований. Теоретические основы вероятностно-статистической оценки действующих нагрузок, прочности и выносливости материалов, а также методы расчета безопасности и надежности конструкций

'три,

%

0,4 0,3 0,2 . 0,1 -

Обшивка стабилизатора Г-III

обшивка крыла перспективных транспортных и маневреь * ных самолетов

обшивка фюзе- __,

ляжа AV -ав^ С/

обшивка / • коыла "С тар/4' обшивка обшивка фила^*- шип" -I/ чсгабилиза- АУ -8В /

тора В-1 • ойшивка обшивке /

V-!* тора<5И»ИЗа* ^300/310

. В-737 обшивка капота двигателя

обшивка 0 9.12

киля обшивка закрылка стабилизатора

> ° НюйЧ^Ги

пЛшивип о Обшивка киля 9.12 стабилиза- ° панми грота 9.12 тора ^-16

1970 1975 . I этап _

1980

1985 1990 _ П этап .

1995

2000,го

и

Ш этап

Рис.1.

Изменение уровня допускаемых деформаций е«„х для композит обшивок силовых авиаконсгрукций на различных этапах вне,прения 11шЛ.

Сргтчы 1,0

О,35...0,46

0,1...0,2

.-безопасный ресуро ,-эксплуатационная уивучесть

I

а:

цр

чеиие В*

& г-Зриа

Рис.2. Влияние способа обеспечения безопасности авиаконструкций из 1КМ на эффективность применения ПКМ (1-коэффишент безопасности, 2-влияние концентраторов напряжений,

3 - влияние окружающей среды, 4 - влияние повышенного коэффициента вариации для механических характеристик)

приведены в работах В.В.Болотина, Б.В.Бо!щова, Л.Ф.Селихова, К.Капура, В.Л.Райхера и др. Методические принципы обеспечения живучести, проектировочные критерии и нормативные требования по безопасности повреждений авиаконструкций сформулированы в работах Б.В.Еойцова, А.Ф.Селихова, Г.И.Нестеренко, Т.А.Француза и других.

Разработка методов испытаний образцов и элементов из ПКМ в условиях, приближенных к эксплуатационным, формирование процедуры сертификационных испытаний натурных конструкций из ПКМ нашли отражение в работах В.М.Андриенко, В.Л.Булманисз, Д.Дависа, В.Ф. Кутьиноьа, Ю.П.Трунина и др. Методы нормирования критериев и показателей живучести и безопасности авиаконструкций из ПКМ освещены в работах Р.Эббота, Х.Бохома, А.В.Стюарта и др. Изучению физической природы влияния технологических дефектов и эксплуатационных повреждений' на характеристики ПКМ посвящены исследования В.В.Болотина, В.В.Васильева, Г.А.Молодцова, Ю.Д.Родионова и др. Особое значение имеют исследования по повышению механических и технологических свойств отечественных ПКМ, проводящиеся под руководством Г.М.Гу-няева, Г.Г.Кантера, В.Ф.Кутьинова, И.Ф.Образцова, О.С.Сироткина.

В последние года возрастающее развитие получают методы оценки остаточной прочности поврежденных ПКМ, основанные на моделях и критериях механики разрушения. В этой области знаний следует отметить вклад В.В.Болотина, В.В.Васильева, Е.Ву, С.М.Лурье, Г.П.Зайцева, Г.А.Молодцова, Ю.П.Трунина, Д.Уичнл, Д.Зйзенманна и др. Существенное значение имеют исследования эффективности конструктивно-технологических способов повышения прочности и живучести конструкций из ПКМ, проведенные Д.Бруно, Л.Дхарани, К.Поэ , Ю.П.Труниным .

л

В первой главе на основе обобщения экспериментальных данных, полученных лично автором, а также опыта производства и эксплуатации рассмотрено влияние на эффективность применения ПКМ в авиаконструкциях таких факторов, как: хрупкий характер разрушения; чувствительность к концентрации напряжений; влияние окружающей среды на свойства ПКМ и их рассеяние. Определены характерные черты повреж; -даемости и разрушения авиаконструкций из ПЮЛ. В результате сравнения известных моделей механики разрушения поврежденных композитов в качестве расчетной выбрана двухпараметрическая модель (ДПМ),для которой характеристиками трещиностойкости являются значения критических коэффициентов интенсивности напряжений (КИЮ при растяжении

( К1С ), сжатии (К-1с ), сдвиге («Гс ) и соответствующие им поправки на зону растрескивания в вершине дефекта (а:, а.1( ад).

Из анализа фактического состояния рассматриваемой проблемы следует, что достижение заданных безопасности и надежности при одновременном повышении эффективности авиаконструкций из ПКМ требует использования конструктивно-технологических мероприятий по обеспечению их эксплуатационной живучести (^абл.1). Особое внимание должно уделяться регулярным зонам конструкций, т.к. характеристик!*' сопротивления разрушению ПКМ в этих гонах главным образог, определяют уровень допускаемых эксплуатационных напряжений и 1.1а с с конструкции. Конструктивно-технологические способы повышения про1 ности и живучести нерегулярных зон должны обеспечивать снижение числа доработок и усилений конструкции на »тапах сертификации, производства и эксплуатации из-за преждевременного ее разрушения, обусловленного наличием конструктивных концентраторов напряжений. Возможности, представленные всем комплексом конструктивно-технолс гического обеспечения ресурса авиаконструкций из ПКМ, реализуют« и подтверждаются в процессе обеспечения и отработки характеристш эксплуатационной живучести.

Оценивая уровень проработки рассматриваемой проблемы, сдела! вывод о необходимости проведения следующих дополнительных исследований:

- разработка конструктивно-технологических способов повышения сопротивления разрушению ПКМ и остаточной прочности выполненных из них элементов авиаконструкций на основе комплексного упра] ления свойствами матрицы, наполнителя и поверхности раздела "волокно-матрица," использования стопперов трещин, а также выбора материалов, укладки слоев и рациональных технологических процессов на этапах проектирования и изготовления;

- создание общей теории, позволяющей с единых вероятностных позиций обосновывать критерии цровотирования и контроля авиаконструкций из ПКМ с точки зрения обеспечения безопасности,надежное' ти на основе принципов эксплуатационной живучеоти;

- разработка методических принципов оптимального использова ния конструктивно-технологических способов повышения характеристик эксплуатационной живучести авиаконструкций из ПКМ;

- разработка методик исследования повреждаемости ПКМ и статистических методов ее определения по данным осмотров авиаконструкций при производстве и в эксплуатации;

- разработка расчетно-экспериментальных методов определения характеристик эксплуатационной живучести авиаконструкций из ПКМ на основе моделей механики разрушения с учетом влияния конструк-

' тивно-технологических и эксплуатационных факторов;

Таблица I

-формирование процедуры экспериментальной отработки констру1 тивно-технологических решений на этапах предварительного и рабоч( го проектирования,а также подтверждение их эффективности на этап* сертификации на основе испытаний образцов (элементов.конструкций] -формулирование методологических принципов и создание прогрг мных средств реализации системы конструктивно-технологического обеспечения эксплуатационной живучести авиаконструкций из ПКМ, о: ватыващей все стадии создания и эксплуатации ЛА.

Во второй главе разработаны теоретические основы системы koi структивно-технологического обеспечения эксплуатационной живучее: авиаконструкций из ПКМ,целью которой, в обрей постановке,являете; достижение максимальной весовой и экономической эффективности npi менения ПКМ на базе определения условий экЬплуатации конструкций минимальной массы при наличии дефектов (повреждений) в течение т] буемого срока службы при выполнении ограничений по безопасности, надежности и эксплуатационной технологичности. Особенностью пост; ленной задачи является большая степень неопределенности процессо: появления повреждений в ПКМ и разрушения поврежденных конструкци] Поэтому ее решение требует применения вероятностного подхода, pe¡ лизация которого, как это следует из приведенной на рис.3 функщл нальной схемы, складывается из: сбора и статистического анализа данных осмотров элементов из ПКМ при производстве и в эксплуатац: для установления параметров распределения размеров повреждений; расчетно-экспериментахьного определения влияния конструктивно-те: нологических факторов на сопротивление разрушению ПКМ; использов ния вероятностных методов оценки надежности осмотров и прогноза разрушения конструкций за определенный срок службы.

Предложена вероятностная модель живучести авиаконструкций из ПКМ с учетом их повреждаемости (рис.4).которая является развитие методического подхода, используемого в работах Б.В.Бойцова, А.Ф. Селихова применительно к проблеме ресурс^ металлических констру ций, подверженных усталостным разрушениям^ Ее отличие от извести моделей для металлов связано с принятой физической моделью повед элемента из ПКМ в эксплуатации: снижение прочности ПКМ при появл дефекта (повреждения) происходит скачкообразно,а при действии сп ра эксплуатационных нагрузок повреждения в ПКМ развиваются чрезв но медленно. Полученная в соответствии с указанными особенностям модель обеспечения эксплуатационной живучести элемента из ПКМ в детерминированной постановке приведена на рис.5а. Основными хара теристиками эксплуатационной живучести являются: допустимые и кр тические размеры дефектов (повреждений) -2Lgon,£LKp ; допустимая

Внешние нагрузки

Сбор данных осмотров ПШ в производстве и эксплуатацш

в ер оятн ос тн о-с та -тистические метода определения параметров распределения размеров повреждений_

экспериментальное определение влияния:

-вида разруш,

-технологии

-эксплуатации

1

1экспериМёНШЬН05' определение влияния конструктивно-технологически способов на остаточную прочность ГП-ОЛ

нормирование

случаев

повреждения

мишина Vау^'у шения ИЮ/Гпри ударах.

Линейная механика разрушениг ШШ с концентратором напряжении

сбор данных осмотров конструкций из -

экспериментальное опре деление эффективности ремонтов и ЦУДоем-

экс перимен тальн ое определение: -характеристик сопротивления разрушению ПКГЛ при ударах, -параметров распределения, -влияния конст-руктивно-техноло гических факторов

количественная оценка влияния коаструктивно-технологических факторов на повреждаемость и остаточную проч-

ЩтЙзк1гр-ук-

вероятностно-статисгичес-кие методы определения надежности ос мотрон кон

дуй;

Л2.

1Е

м^делГ

вероятностная модель вирсз-деления и обеспечения характеристик эксплуатационной живучести конструкций из ПКМ:

•допустимое повреждение ■безопасное повреждение

I

Рис.3. Вероятностно-Функциональная схема конструктивно-

технологического обеспечения живучести авиаконструкций из пкм.

2L, >2LÏ Шс)

бейи^сц;

Jfc)

m.

«t

G* Omex

Kir.

I

3=

V-7

-4й

V-

-V

<2 i

QT>r*QTf rjUOTTVVWTTM^ ÎTKT1.!

JJii .V

pax

Рис.56. Взаимосвязь значений допустимой остаточной прочности (Peson ) и проектировочных критериеп живучести (2Ц0Г,1 .ц/ur aiHi.riiciiHCT|iyitnu:i 11:1 IIKM.

30г>

остаточная прочность Рс ;остаточная прочность элемента при наличии повреждения 2Цоп-(^(гь301^периоды между визуальными и инструментальными осмотрами -¿Т5 , дТи ; коэффициенты безопасности по остаточной прочности .

В зависимости от уровня эксплуатационных напряжений (^ц*) и используемых конструктивно-технологических способов повышения сопротивления разруше'нию элемента из ПКМ его эксплуатационную живучесть обеспечивают либо по принципу "допустимого повреждения",либо по принципу "безопасного повреждения". В первом случае элемент не разделен на отдельные ячейки и его прочность определяется размером каждого повреждения,которое должно быть выявле'но пока вероятность разрушения 'йе превосходит допустимую за срок службы Тс величину -. Основным средством достижения безопасности эксплуатации здесь является проведение визуальных и инструментальных осмотров,период между которыми зависит только от вероятности появления разрушающей

ООП

на^узки Р,. , увеличивающейся со временем. В' период между осмотрами должны выполняться условия: Рс^Чсл)^3""1»1 2ьд0п<2ь,<р ,что может быть достигнуто при увеличении уровня путем сокращения

дТ , а при увеличении ¿Т - за счет уменьшения . В тех слу-

чаях, когда использование принципа "допустимого повреждения" не позволяет получить соответствия элемента критериям проектирования, то следует перейти к обеспечению его живучести по принципу "безопасного повреждения".

Безопасно повреждаемая конструкция разделена стопперами трещин или выполняющими их роль элементами на ячеек так, чтобы развитие трещин от повреждения размером при действии эксплуатационных напряжений могло происходить только в пределах с^ ячеек,поврежденных при ударе. Здесь только часть повреждений может быть обнаружена, пока они находятся в "допустимых пределах", остальные будут выявлены уже после остановки стопперами развивающихся от них трещин, Периоды между осмотрами в данном случае определяются не только исходя из вероятности появления разрушающей нагрузки,но и с учетом ?оп интенсивности появления и количества повреждений - Рс (Ч )>РС <

■ .ИР _Я»П

.где Ч - число разрушенных ячеек, соответствующее размеру

допустимого повреждения '2.19оп;, (Се, -число повреждений, при котором

выполняется условие о независимости влияния их на прочность констру: Основываясь на анализе закономерностей возникновения и развития повреждений в ПКМ, а также учитывая особенности их выявления при осмотрах,за расчетные критерии эксплуатационной живучести приняты следующие размеры допустимых повреждений: ^

- для технологических дефектов и эксплуатационных повреждений, которые не будут обнаружены на протяжении всего срока службы;

- для эксплуатационных повреждении,которые являются при 5целевых визуальных и инструментальных осмотрах конструкции;

2Ц0Г1- для очевидных повреждений, выявляемых при общем осмотре конструкции в процессе эксплуатации.

Взаимосвязь межДУ величинами Ре9°" и размерам! 2Ц0П для расчетных случаев повреждения показана на рис.56. Выбор размеров 2Ь^ОП,2Ьдоп, 2[^оп осуществляют на основании расчетных условии по повреждаемости, данных об эффективности используемых методов и средств контроля. Методика определения потребных коэффициентов безопасности^, Д базируется на вероятностной модели разрушения авиаконструкций из ПКМ с учетом их повреждаемости.

Принимая в качестве критерия допустимую вероятность разрушения за весь срок службы , условие разрушения авиаконструкцип из ПКМ с допустимыми повреждениями запишем в виде суммы независимых слагаемых:

Эол , а 5 Ь р .

где рпк - вероятность разрушения конструкции из ПКМ с допустимым повреждением размером 21до„ за срок службы; в' - вероятность разрушения конструкции из ПКМ с допустимым повреждение?^ размером 2 в интервалах между осмотрами за весь срок службы; р> - вероятность разрушения конструкции из ПКМ с "очевидным" повреждением

2Ц0П во время полета; йпк - вероятность разрушения отремонтированной конструкции.

Уравнение (I) устанавливает однозначное соответствие между требуемым уровнем безопасности и величинами характеристик ПКМ, эффективностью конструктивно-технологических способов повышения живучести и мотодов ремонта, количеством и качеством осмотров. На его основе получены выражения для определения коэффициентов безопасности , , ^ , периодов между осмотрам! ¿1', ¿Т" » потребной эффективности ремонта 9 на этапах технического предложения и проектирования с учетом ограничений по удельной трудоемкости осмотров и ремонтов, а также из условия обеспечения минимума массы конструкции, которые являются критериями проектирования. Процедуры проведения подобных расчетов для композитных конструкций с "допустимыми повреждениями" и для безопасно повреждаемых авиаконструкцип из ПКМ проиллюстрированы на рис.6. Для учета рассеяния остаточной прочности поврежденной конструкции и максимальных эксплуатационных нагрузок при определении ]3„к , р>пК , _рпк используют изложенную в работах А.В.Стюарта методику. ,

Используя полученные значения |рс , , , уровень допускаемых эксплуатационных напряжений для авпаконструкций из ПКМ по

а) конструкция о "допустимым повреждением"

Уоловия эксплу--атации

Остаточ нал гроч-ность основного мате риала

Способы повь шения живучести

констРУКЦИИ

Веро ятносч разру шения

б) безопасно повреждаемая конструкция

Рис. 6.

условиям обеспечения живучести принимают равным:

Разработаны .структура и матодит формирования расчетных условий по ресурсу и живучести авиаконструкций из ПКМ, которые вклгачак расчетные условия по воздействию факторов окружающей среды на свойства ПКМ; расчетные условия по повреждаемости ПШ.1; расчетные условия по контроле- и ремонтопригодности, трудоемкости обслуживания в эксплуатации; коэффициенты безопасности по ресурсным характе ристикам. На основе результатов проведенного исследования, включак щего анализ типовых конструкторско-технологическнх решений, данных по эффективности методов и средств контроля в условиях производстЕ а также учитывая влияние возможных технологических дефектов на про ность ПИЛ, рекомендованы расчетные размеры допускаемых технологиче ких дефектов для регулярных зон элементов авиаконструкций из ПКМ (обшивки, пояса и стенки лонжеронов). Методика установления интенсивности появления и возможных размеров эксплуатационных повреждений базируется на предложенной статистической модели повреждения авиаконструкций из ПКМ. Определены особые случаи повреждения композитных элементов в эксплуатации.

Авиаконструкции подвержены воздействию аэродинамических и аку тических нагрузок, механических ударов, температуры и влажности, что в комплексе приводит к снижению свойств ПКМ. При существующем уровне знаний влияние отдельных параметров в расчетных условиях учитывается введением соответствующих коэффициентов безопасности (надежности): по долговечности конструкции - ^ ; по повторяемости циклов воздействия спектра факторов окружающей среды - ; по остаточной прочности при наличии допускаемых дефектов (повреждений)-ip-.jp ' Дополнительного коэффициента безопасности - , учитывающего снижение ресурсных характеристик ПКМ в результате воздействия факторов окружающей среда за срок службы. Приводятся реко мендуемые численные значения указанных коэффициентов в зависимости

от принципа обеспечения безопасности эксплуатации аЕиаконструкции из ПКМ. Изложены методические подходы по обоснованию соответствия расчетным условиям по эксплуатационной живучести композитных элементов на этапе сертификационных прочностных испытаний планера ЛА.

Целью третьей главы являлось выявление статистических законов и разработка расчетно-экспериментальных процедур установления их

параметров, на основании которых возможен прогноз повревдаемост!.1 авиаконструкций из ПКМ и выбор рациональных конструктивно-технод гических способов ее уменьшения на этапах технического предложен проектирования и изготовления, а 'также определение правил и рем мента обслуживания в эксплуатации. В рамках решения указанной зг чи установлены и классифицированы.причины повреждения ПКМ: конструктивные, технологические, эксплуатационные. В зависимости от степени разрушения композита дефекты (повреждения) разделены на поверхностные, внутренние и сквозные. Принимая во внимание, что для ПКМ наряду с обнаруживаемыми размерами пробоины или вмятины необходимо учитывать размеры визуально не'обнаруживаемой области растрескивания матрицы .расслоения и разрыва волокон, введено по1 тие размера характерного дефекта (повреждения), влияние котороп на прочность ПКМ в данных условиях нагружения равно влиянию скв( ного дефекта размером , имитирующего технологические дефекты эксплуатационные повреждения в расчетной модели, используемой п; анализе прочности поврежденной конструкции.

Экспериментально установлены-соотношении между размером сквозной прорези и характерными размерами типовых ударных повре дений для углепластиковых элементов толщиной 8 <> 5мм. При раст. жении и сдвиге в качестве характерного размера, определяющего снижение прочности ПКМ, следует принять размер сквозного отверс в случае пробоины или размер зоны разрушения волокон наполнител в районе вмятины - с( , а при сжатии - размер зоны расслоения вн ренних слоев пакета ПКМ - & .

Согласно предлагаемой статистической модели каждому элемек из ПКМ соответствует своя вероятность повреждения, однако, в лк случае ее можно представить как сумму двух независимых слагаемь первое из которых определяет повреждаемость в процессе произво; ства, а второе - в условиях эксплуатации в результате воздейси низкоскоростных и ореднескоростных ударов

Ъ(21), Рэ (21)= * ¿,{р/,; (21^ + 2 {Рг<) ^ (21)} ,

где 0 - число видов технологических факторов, определяющих пс рождаемость ПКМ при производстве; I,? - число видов среднесщ: ных и низкоскоростных ударных воздействий в эксплуатации соотв( ственно; р^р,;,рг. - вероятности воздействия на элемент из ПКМ технологического фактора, 1-го среднескоростного и ^'-го низю скоростного ударных воздействий соответственно.

Показано, что априорные распределения размеров для технол

р.'

ческих дефектов, а также для обеих совокупностей эксплуатацион

повреждений могут быть представлены в виде экспоненциального распределения вероятностей: ^ , 2L

етгв F^g-i-e-^; F^zD-i-e"^ ;

сжатие ; ; (2l) = M?* ^ ,

где , , d2j, &г- - параметры экспоненциального распреде-

ления характерных размеров дефектов (повреждений), обусловленных соответственно О, -ым технологическим фактором, i-ым среднеско-ростным и j -ым низкоскоростным воздействием.

Поскольку часть повреждений при осмотрах не выявлена, то полученная в результате статистической обработки данных эмпирическая функция распределения размеров обнаруженных повреждений - F5(2LJ может существенно отличаться от априорного распределения, особенно в области малых значений 2L . Предлагаемый подход позволяет оценить вероятность обнаружения дефектов (повреждений) из соотношений вила:

где j0o ('¿Ci, f0.(2L), jv (2L) ~ плотности распределений, соответствующие эмпирическим 'функциям Fo^.Ul), a i^i), f,-(2L), - плотности распределений, соответствующие априорным функциям F4(2L), Ftl(2L), FtJ(2L). u p

Параметры статистической модели b^, Оц.Ь^ сЦ, dlif dZj зависят от

качества выполнения технологических операций, характеристик сопротивления разрушению ПКМ при ударах, толщины ПКМ и типа конструкций. Параметры р^, р,:, - зависят от вида технологических процессов при изготовлении конструкции, ее местоположения в системе планера, конструктивных особенностей, периодичности осмотров, квалификации персонала. Разработаны два методических подхода определения параметров статистической модели: I) из анализа результатов осмотров при производстве и в эксплуатации конструкций из ПКМ; 2) расчетно-экспериментальная методика оценки характеристик повреждаемости в лабораторных условиях.

Внедрение в практику проектирования принципов эксплуатационно живучести связано с эффективностью использования методов неразру-шающего контроля (Щ) при производстве и в эксплуатации. Ввиду отсутствия унифицированного метода НК для нахождения и установления размеров дефектов (повреждений) композитные элементы должны подвергаться комплексному НК, включающему следующие методы: визу-

альные, акустические, ультразвуковые, рентгенографические.

Разработана методика экспериментального исследования эффективности методов НК. Для использования системного подхода при выборе метода НК предложена классификация деталей и агрегатов из ПКМ в зависимости от: применяемых конструктивно-технологических решений; формы контролируемой поверхности; материала; типа заполнителя и т.д. Для трех типов конструкций (монолитные, сотовые, с трубчатым заполнителем) проведено экспериментальное исследование следующих методов НК: акустический импедансный^ свободных колебаний; ультразвуковой теневой; ультразвуковой эхо-^еркальнотеневой. Эффективность и надежность метода определяли из сравнения результатов НК и миедоскопического исследования шлифов ПКМ,' вырезанных после НК из зоны повреждения (см., например, рис.7). На основе ана лиза обобщенных экспериментальных данных по выявлению повреждений в образцах (конструктивных элементах, натурных конструкциях) при НК в лабораторных условиях сформулированы рекомендации по выбору методов и средств НК для различных типовых зон композитных элементов. Представленные в табл.2 минимальные размеры повреждений,обнаруживаемые при НК, являются исходными данными, используемыми при формировании расчетных условий по повреждаемости для определения размеров расчетных технологических дефектов 2Ц0П для элементов из ПКМ.

Проведен статистический анализ опыта эксплуатации 174 авиакон струкций 22 видов, установленных на 20 самолетах пяти типов, общий налет для которых составляет 110159 л.часов. Всю совокупность выяв ленных при осмотрах эксплуатационных повреждений в виде сколов,вмя пробоин =166 повреждений без учета краевых расслоений, дефекте клепки) можно разделить на две части: повреждения, обусловленные среднескоростными ударными воздействиями, и повреждения, обусловленные низкоскоростными ударами. Приведенные на рис.8 результаты статистической обработки подтверждают, что. полученные на основании эмпирических функций распределения размеров обнаруженных повреждений Р0иги), ^ (2ь) с учетом вероятности обнаружения Ро(гь) функции ^¿(21.),^'(21) достаточно хорошо согласуются с, экспоненциальным законом. Установлено, что анализируемые осмотры, которые проводились в условиях специальной базы, имеют высокую эффективность и позволяют надежно обнаруживать повреждения более 20 мм (рис.86). Аналогичные закономерности, характеризующие повреждаемость и надежность НК элементов из ПКМ в процессе их изготовления, получены прз статистическом анализе данных инструментального НК и визуальных

Ро,

%

100

50

0

V \ \ \

0 \ ? / //

//

V /

'/у / / /\

// \

д |-а- \ -Л-

0,5*" 1,07 1,5 Ш,мм

а) нижняя обшивка элерона (с молниезащитой)

1.5 [о], мм

б) обшивка створки шасси и верхняя обшивка элерона (без молниеза-щиты)

100

Ро 7.

100

50

т-Д-1

175 мм

0,5 А I

в) обшивка створки шасси и элерона

О

акустический импедансный

схема)

ультразвуковой теневой

-—-I—евзбодоых-

ф колебаний V ! а

I акусти-' " Д ческий импе-7 дансный

(раздельная схема ' ' ' '

АД-40 игю-5АД-60С АЧД- АД- мето ПАДИ-7 ' ПДУ-3 -2М 60С, НК

г) суммарная надежность методов НК

Рис. 7 . Исследование надежности инструментальных методов НК при выявлении повреждений в точках ударов по композитным обшивкам сотовы конструкций элерона и створки шасси самолета ТУ-204

Обобщенные экспериментальные данные по выявлению повреждений в композитных образцах (конструктивных элементах, натурных конструкциях) при инструментальном НК в лабораторных условиях

Таблица 2

Тип конструктивно-технологического решения Метод инструментального НК Материал и толщина ПКМ в зоне НК Удельная энергия удара, ^ ' о/пкп * ¡ГГм Размеры минимально-обнаруживаемых повреждений, мм

Монолитные элементы интегральных и каркасных конструкций (обшивки.пояса и стенки лонжеронов) ультразвуковой эхо-зеркаль-нотеневой (контактный) углепластик 1,37 1,9 3,66 10x10

[6] =6,0+11,Омм '[5] =1,6+6,0 мм углеотэганопластик

( 6%) [5] = 2,7 мм

Конструкции с трубчатым заполнителем акустический импе-дансный метод (со совмещенным преобразователем) углепластик 16,0 28,6 10x10 15x15

[6] =0,54+1,9мм углеотуганопла стик

(Гр= 14-3056) [5] =0.51+1.05мм

Сотовые конструкции акустический импе-дансннй (со совмещенным преобразователем) углепластик 1,9 5,0 3,9 10x10 10x10 10x10

Ш=0,72+6,12мм опганопластик

[6]= 0,6 мм углеорганопластик

(Уор= 24-56$) [5] =1,08+2,16мм

*•>(%)„,;„- уровень удельной энергии удара, начиная с которого возникающие в ПКМ повреждения обнаруживаются при инструментальном НК

^ размеры минимально обнаруживаемых повреждений в ПКМ определены при известном расположении точек нанесения ударов по образцам (конструктивным образцам, натурным конструкциям) в лабораторных условиях.

РСгц

90

80

60 40 20

% Ц) щ т гЬ ! 1

ч ----

20 40

—•Ч^М-е"*'1;

60

80 ми

-обтекатель привода стабилизатора; воздухозаборника, ▼ - кожух шасси,

л- труба канала о - носки крыла

Рис-8а .функции распределения характерных размеров эксплуатационных повреждений углепластиковых обшивок, обусловленных с р едн еекоростными ударами.

60 40 20

° 10 20 30 гь«<(,мм

Рас.86. .Зависимость вероятности обнаружения эксплуатационных повреждений в углеплаепковых обшивках от их максималь ного, характерного размера.

ли 60 80 100 120 21:с/, мм

ж-углепластикоэы.'! капот; о -углепластиковые панели нижнего грота, • - оргапошгастикоше панели крыло-фозеляж.

Рис.8в. . Зункиии распределения характерных размеров эксплуатационных повреждении композитных обшивок, обусловленных ннзкоскоростиы;.ш ударами.

(-Р.. (а.)« 1-е4'1!);----Го ('¿и ).

осмотров авиаконструкций, проведенных перед началом прочностных испытаний. В композитных обшивках 22 сотовых конструкций элементе механизации,оперения и фюзеляжа самолета Ту-204 обнаружено 244 технологических дефекта, а в 2 отсеках углепластикового киля изд. 77Т - 191 дефект. В зависимости от величины параметров статистической модели дана классификация элементов планера по условиям повреждаемости.

На этапах технического предложения, проектирования и обоснования директивной технологии из испытаний в лабораторных условия}! образцов, конструктивных элементов и натурных конструкций получак характеристики сопротивления разрушению ПКМ при ударах,на основании которых выбирают рациональные конструктивно-технологические способы уменьшения повреждаемости авиаконструкций при произведет! и в эксплуатации, уточняют параметры распределений ^d^o^A^d^, Сформулированы рекомендации по выбору для соответствующих испытаний образцов-свидетелей,по нормированию условий повреждаемости и моделированию типовых дефектов (повреждений) в лабораторных условиях с учетом влияния вида разрушения ПКМ и типа нагружения.

На конкретных примерах рассмотрена процедура определения характерных размеров типовых ударных повреждений и их взаимосвязи между собой. В частности.показано.что в первом приближении для эпоксидных углепластиков толщиной 0,5мм sS 4 1мм можно принять а при 1мм<8«5мм имеют место следующие соотношения: c^(2+3)d щ 8 <30 мм; оа(1,5+2)d при 30мм icU 50мм; (30*40мм) при d>50w Сопоставляя результаты анализа опыта эксплуатации и исследования разрушения ПКМ в месте удара на образцах,установлена взаимосвязь между размерами повреждений,возникающих при нормированных ударны: воздействиях,и параметрами распределений (например, при растяжеш принимаем du =(0,5+1) Дн, при сжатии - Ьк =(2+3) Дн, где Дн = =10+15 мм - диаметр шарика, принятого за нормированный поражающи] объект для моделирования среднескоростных ударных воздействий . Обоснован выбор зависимости относительной остаточной прочности о1 удельной энергии удара в качестве обобщенной характе-г

ристики сопротивления разрушению ПКМ при механических ударных воздействиях.

В четвертой главе проанализированы и обобщены результаты npi веденного экспериментального исследования эффективности предлагав мых конструктивно-технологических способов повышения характерней сопротивления разрушению композитных элементов авиаконструкций п; динамических воздействиях и статическом нагружении.

Наиболее распространенными в условиях производства и эксплуатации являются случаи повреждения регулярных зон авиаконструкций из ПКМ,это: технологические дефекты типа расслоений и непроклеев в со-тоеых конструкциях с обшивками из ПКГ.1; ударные повреждения в композитных элементах сотовых и подкрепленных конструкций. В соответствии с этим рассмотрены основные конструктивно-технологические способы уменьшения количества и размеров указанных дефектов (повреждений): I, "Совмещенная технология" - способ изготовления трехслойных конструкций путем формования и отверждения обшивок из ПКГЛ на металлических сотах с одновременной их склейкой. Прижатие неотвервденных обшивок к сотам при формовании обеспечивает отсутствие непроклеев. Но, т.к. полимеризация ПКГЛ проходит не на жестком основании,а на сотах,то связанные с этим изгиб волокон и неоднородность структуры композита отрицательно сказываются на свойствах ПКМХ Экспериментально установлено, что при формовании повреждаются не более 2-3 слоев, прилегающих к сотам, а их расположение под углом 90° по отношению к оси нагружения позволяет избежать снижения прочности обшивок при растяжении и сжатии как в нормальных условиях,так и при умеренном нагрева (Т < 393К).

2. Гибридизация ПКГЛ. Для уменьшения зоны разрушения волокон и

матрицы в ряде работ предлагается добавлять к слоям углепластика слои стекло-или органопластика, которые, благодаря высоким деформа-

тивным свойствам, имеют определенные преимущества с точки зрения предотвращения растрескивания и локализации дефекта в ПКГЛ. Это подтверждают приведенные на рис.9а обобщенные данные проведенных экспериментальных исследований. Добавление к углепластику КЫУ-4Э всего 6/5

слоев органоткани СВГЛ позволяет в среднем в 2 раза уменьшить площадь расслоений, возникающих при ударах с удельной энергией ^/6 =4-9Дк/мм.

Однако, установлено, что гибридизация не позволяет решить проблему

обеспечения эксплуатационной живучести углепластиковых элементов из-зг

снижения прочности и трещпностойкости ПКМ при введении слоев стекло-

или органопластика, имеющих низкую прочность при сжатии. Кроме того,

введение дополнительных слоев органопластика или замена несущих

углепластиковых слоев на низкомодульный материал снижают весовую эффективность авиаконструкции.

3. Наиболее перспективным является использование способов повышения характеристик сопротивления разрушению ПКГЛ при ударах, к которым относятся: модификация термореактивных матриц с целью повышения

вязкости за счет увеличения дешормативных свойств (Ест»3-5$); увеличение упруго-прочностных свойств наполнителя; внедрение термопластичных матриц, имеющих предельные деформации Ест4, 7-30$. На рис.96 для отечественных углепластиков КГЛУ-ШЛ и КМУ-4Э,а также ряда современных и перспективных зарубежных углепластиков приведены

2500 5|Мм

2000

1500

1000

■ОХ-

Методы инструментального НК:

- акустический импедансный (АД-4СИ, ПАДИ-7)

- ультразвукobо8 (UFÄ-S, К2К)

о,—=4-6 Дж/мм О,—% =7-9 Дж/мм Ау-—■■У«=10-12Дж/мм

¿ Я

/ I / А / 1 / Я

V Aß А' v / / 1 / / / / ч s / 1 / / 7

л УУ о

500

Ж

го

к О

ьо

100

Рио.9а. Обобщенные зависимости площади повреждений ( £ ) от удельной энергии ударов (3/ff ), а также процентного оодержан в компоаитном_элемевте o^roei органотжанв ( v г) и олоев

углвилаотика ЕМ7-4Э

0,8

— . ТВОО/£рс»4

Рио.96. Завиоимооти относительной оотаточной прочности углеплаотиков от удельной анергии удара

■¡и

обобщенные зависимости = Кт")' при растяжении и сжатии, которые позволяют оценить эффективность этих способов. Нетрудно установить, что наиболее радикальным и эффективным способом повышения сопротивления разрушению углепластика при ударах является замена термореактивных связующих на термопластичные.

Проведено комплексное экспериментальное и аналитическое исследование влияния на трещиностойкость ПКМ следующих технологических и эксплуатационных факторов: типа наполнителя (ткань; однонаправленная лента или жгут) и матрицы (термореактивы или термопласты); упруго-прочностных свойств наполнителя и матрицы; прочности адгезионной связи между наполнителем и связующим; повышенной температуры (Т=333...453К); спектра климатических факторов (температура, влажность, давление). Даны рекомендации по выбору ПКМ и сформулированы требования к их характеристикам трещиностой-кости с учетом выявленных закономерностей влияния условий нагру-жения на вид разрушения ПКМ. Установлено , что трещиностойкость основных конструкционных ПКМ, применяемых в авиастроении, в зависимости от условий нагружения, типа укладки, вида разрушения изменяется от 15 МПа/м до 65 МПа\/м (рис.10а), что в ,2...8 раз меньше вязкости разрушения алюминиевых сплавов. Уточнены методики определения К;с , О; из испытаний образцов с учетом влияния технологических и эксплуатационных факторов, которые снижают трещиностойкость в 1.5...3 раза. Предложены методы учета влияния указанных факторов при определении расчетных характеристик трещиностойкости, используемых при проведении проектировочных и проверочных расчетов.

Обобщены результаты экспериментального исследования эффективности способов повышения живучести углепластиковых обшивок при наличии дефектов (повреждений) и конструктивных вырезов путем формирования низкомодульных (НМС) или высокомодульных (ВМС) стопперов трещин (рис.11). Установлено, что ВМС позволяют повы~ сить прочность панелей с концентраторами напряжений при растяжении, сжатии в 1,7...3,8 раза по сравнению с неусиленной панелью, содержащей дефект размером, равным межстопперному расстоянию ( £и= =50; 100 мм). Эффективность ВМС возрастает при увеличении ширины ( Ьст=10; 20; 30 мм) и модуля упругости (Е<%0М=1,6... 2,8) материала стопперов. Показано, что при осевом нагружении роль ВМС выполняют полосы из 0°-слоев углепластика, подкрепляющие обшивку с укладкой С+45°/90°Зи предотвращающие страгивание в езй трещин при (оап =340...480 МПа.

РЛСТШЗНИЛ -зз_ сдвиг

1Ш-4Э [0^/90°/+45°/0°/9КМУ-4Л [07±45°/0°/90°/

Ьй 25=25...500мм Панели 300x300мм

--40 о-прорезь (Кхс ) Д- прорезь («¿с)

• -отверстие^ ( К:йс ^ ^ =ЗЗМПа^( ?Кс = 7,«)

__о____

К^ЗБШайГ (^=7,4*)

.. 25

о

ДА Кдс=8,2МПа^(|Кс =6,450

£35 40_

20

40

60

80

100

120

о % мпз

о-ус

1-45 К.-с =4ПЛПа\'м(Т=6,2%)

к!£=50Ша\/м^=6.£)

КМУ-4Э 26=40...80мм ^___ [0£/907±45о/0о/90£/2;

д -прорезь 1 мел ¿еда

| 50 К-хс,

МПщ/м

▼

гЛ—..

V

г ус, т

Мй

=52,8МПа\лм" (у =5,3'/,)

6) Зависимость вязкости разрушения ( К:с , К-к » '^-хс от размеров сквозных дефектов

а -отверстие

о -прорезь # -отверстие

% -надр.отверстие

мес по: ус: во< во;

мс

[07+45о/90°]

^КЛУ-ЗЛ КМУ-4Э

О I „3150 и ' 500Чл '600

ах А

А-

450 А 550 ,М

—тоо т—к

мм

К^пМПщ'м

.3

-2

25

20

154-

II о

КМУ-4

..2

ШУ-4Э [0°/907+45°]

15

>100 150

Ые

Т=433К

200

25

- -3 35

зоо4оо с Л

Т=393К

о ДО-К.л

• А ф —О-х

Т=2

ч

Й мпа^ КМУ-1ЛМ[0°/90°/+45с

^ .шщяние ш< пяякость углепластиков технол!

а> 1Г эксплуатационных фзктьр^.

.Замена 0 -слоев углепластика на слон боро- или стеклопластика

з.вцодсиир. 0 -слоен угле- или бороплас-тика между слоями исходи ойукладки

стоппер

3.Подкрепление обшивки из 0°-слоеп углс-или бороллас-тика

основной материал обшивки

Рис.11. Способы формирования стопперов трещин

---бмс-о0 бл.боропяаогика

---НМС-РО сл.стеклопластика

— ПМС-45 0 сл.с теклопластика

КМУ -43: т

Р А С Ч Е Т п • т - и".

эксперимент

_. -слои углепластика Ь'^гОмм, п0=66сл., е"/£ом = 4

\\

\\ КМУ-4Э: 0 Ист=50глм П0^12сл., Есг/еом =1,4.

и« V \ 43

0°-слоя

Т

-25(Ш)-78

РАСТЯЖШИЕ

150~

50

100

Ымм

СЖАТИЕ

„ 0°-олоя Т-25Й,1}-7

Рис.12.Сравнение расчета с результатами испытаний на

остаточную прочность опытных углепластиковых отсеков со стопперами трещин.

>

-35- |Г ■

Для материала НМС, сформировании! путем замены в гйне с перов ( Ьст =10; 20; 30; 40 мм) 0°-слоев углепластика на 0?-сло стеклоткани Т-25 (ВМ) или органоткани СВМ, при растяжении| ■ МПа1/м , что позволило повысить прочность повревденных углёплас вых панелей в 2,1...3,6 раза ( (осмп =350 МПа при =100 мм). Однако при сжатии низкая вязкость разрушения ( к",. =25 МПа\/м) относительно высокий модуль упругости (Е^ом =0,38) не по^воля сдерживать развитие трещин в НМС и эффективность способа :^мень ся ((осап =140 МПа при 21_ =100 мм). Учитывая это, прэдложЬн сп повышения живучести углепластиков при сжатии, предполагающий ф рование НМС из 45°::слоев стекло-или органоткани, имеющих низки модуль упругости (^с/еом =0,2) и требуемую вязкость разрушения ( К", =32 МПа\/м). Прочность панелей с НМС из 45°-слоев сйЬклот Т-10-80 при сжатии =250...300 МПа в 2...2,5 раза превышав прочность неусиленных панелей и панелей с НМС из 0°-слоев' Т-25 (ВМ) при = 100; 180 мм. При растяжении эффективность

Нет

, и прочность усиленных пане в 1,5...2,9 раза превышает прочность неусиленных панелей при 2Ь* 2м/ = 100 мм. Разработаны способы повышения живучести угле пластиковых панелей при сдвиге и комбинированном нагружении.

В пятой главе излагаются и обосновываются расчетно-экспе! ментальные методы определения и обеспечения требуемых характе! тик сопротивления разрушению поврежденных авиаконструкций из Г Предлагаемая инженерная методика исследования живучести компое элементов в лабораторных условиях предполагает использование и результатов статических испытаний образцов со сквозными дес тами (прорезь, отверстие). Она позволяет получать необходимые данные по трещиностойкости ПКМ оперативно и при минимальных зг тах. Условия и вид разрушения ПКМ во время испытаний моделиру! помощью специальных приспособлений (обкладки, тепловые камеры] На основе обобщения результатов исследования трещиностой углепластиков КМУ-4Э, КМУ-ЗД, КМУ-1ЛМ, КМУ-9 показано, что ха] териетики трещиностойкости (К;~ ,сц ), полученные из испытание образцов, не зависят от размеров повреждения в конструкции и 1 быть использованы для расчета ее прочности, если для образца конструкции одинаков вид разрушения и в момент разрушения в ниях^брутто и нетто действуют напряжения: бсР<®пч и 6снетто<б& где <опч, б» - пределы пропорциональности и прочности ПКМ со ственно. Эти условия определяют область применения ДПМ для ан прочности поврежденных композитных элементов и обусловлены мн

-ЗГг- ,

зием видов разрушения ГОШ. Установлено, что для ПКМ с хрупкой падкой при растяжении, скатии, сдвиге К ¡.с , Оч не зависят от рины образцов ( 2В =25...500 мм), формы (прорезь, отверстие, урезанное. отверстие) и размеров дефекта Змм 120мм, соотно-

ся 0,03.$ 0,7 (рис.106). Для этих ПКМ испытания на тре-

ностойкость рекомендуется проводить на образцах шириной 60'... Э мм, размер прорези г- 20мм (0,2 6 гугв £ 0,65).

Обосновывается методика отработки требований по эксплуатацион-й живучести при сертификации авиаконструкций из ПИЛ, включающая овврочный расчет на основании результатов испытаний образцов, нструктивных элементов и натурных конструкций. Сертификационные питания должны подтвердить ресурс и остаточную прочность компотных элементов. В табл.3 приведены рекомендации по последователь-сти проведения испытаний необходимых для решения этой задачи двух земпляров натурных конструкций, требования к объему усталостных пытаний,а также величинам остаточной прочности, которые они долж-после них выдержать. Размер повреждений и моделирующих их дефек-в для каждого расчетного случая определяют специальным анализом.

Важное место в работе занимает создание методов расчета оста-

чной;прочности поврежденных авиаконструкций из ПКМ в условиях

осконапрякенного состояния, которое реализуется в тонкостенных

емантах - обшивках, поясах и стенках лонжеронов (нервюр),в наибо-

шей степени подверженных повреждениям. Основываясь на критериях

ханики разрушения, условие разрушения композитного элемента с

вреж&ением чх* при комбинированном нагружении предлагается

писать аналогично критерию прочности Цая, но выраженное соответ-

'вующими значениями КИН: г г

Кп _ К к ■ Кщ Кта + Кц^ _

"КГ. "Кг«-К«у ХД^ —^ £ К1с*(^-1с*], ^^(К-хсз), КПМд - критические значения КИН при I стяжении (сжатии), сдвиге в направлении осей (Х,У), определяемые I основании испытаний гладких образцов и образцов с прорезью; 1Х, Кл,,Кяу - действующие значения КИН, определяемые на основании 1зме£&в проекций 21* , 2Ц, в соответствии с ДПМ. ¡пользуя указанное выражение, находим соотношения между силовыми ¡кторами (<оус/<охс Ди-с/вхс) ДРИ разрушении элемента, либо крити-)ские размеры повреждения при заданных эксплуатационных

)Х

Рекомендации по проведению испытаний натурных авиагконструкций^а. на этапе сертификации по условиям эксплуатационной живучести

Таблица 3

* ! экз. кон-стр. Вид испытаний Расчетный случай повреждения Условия проведения усталостных испытаний прикладываемая стат. нагрузка после проведения устал, испытаний Цель испытания

I статические ¿ьс;оп — Подтверждение требуемой статической прочности при наличии необнаруживаемых за весь срок службы повреждений

усталостные (соответствуют всему сроку службы) а 7«'2 — 1. Подтверждение ресурса металлических деталей. 2. Исследование развития в .ПКМ необнаруживаемых повреждений за срок службы

п усталостные (соответствуют периоду между осмотрами) ьЬдоп — Исследование развития обнаруживаемых повреждений в интервалах между целевыми осмотрами ¿^ ?

статические оп — 1рс ' ' Ртах Подтверждение требуемой остаточной прочности цри наличии обнаруживаемых при целевых осмотрах повреждений

статические 01 6 'ь3»п — -Р 'э 0 рс «л ^т ч » Подтверждение требуемой остаточной прочности при наличии "очевидных повреждений

ресурсные (соответствуют периоду между осмотрами) ремонт повреждений размером Ччс-М** - Исследование долговечности зоны ремонта ПКМ

статические И — Подтверждение требуемой эффективности способа ремонта ср» Р/*/рг "

нагрузках , . При простом нагружении условие раз-

рушения соответствует силовому критерию механики разрушения

(Кг ^ , л').

Рассмотрены конкретные случаи реализации предлагаемой методики

анализа остаточной прочности применительно к типовым элементам авиаконструкций из ПКМ при наличии сквозных и несквозных повреждений (дефектов), конструктивных вырезов, а именно:

- неподкрешганные обшивки монолитных и сотовых конструкций без стоп-перов трещин;

- обшивки монолитных и сотовых конструкций со стопперами трещин (НМС или ВМС);

- обшивки с конструктивными вырезами (одноосное или двухосное растяжение и сжатие обшивки с круглым отверстием; растяжение или сжатие обшивки с прямоугольным вырезом, углы которого скруглены радиусом 1 ; выбор рациональных параметров подкрепления вырезов вйсокомодульными элементами в виде полос или накладок);

- типовые элементы подкрепленных и каркасных конструкций (регулярные зоны стенок и поясов лонжеронов и нервюр; регулярная зона обшивки между лонжеронами;краевая зона обшивки; зона повреждения обшивки с разрушенным лонжероном; зона соединения обшивки с подкрепляющим набором). г

Достоверность предложенных расчетных моделей, аналитических соотношений и рекомендуемых процедур реализации методики расчета остаточной прочности типовых композитных элементов подтверждена сравнением результатов расчета с данными проведенных испытаний на эксплуатационную живучесть натурных авиаконструкций из ПКМ (элементы планера самолетов Ту-204, изд.9.13, изд.48, изд.77Т, спортивных планеров ЛАК-12, ЛАК-15 и др.). В частности, на рис.12 приведено сравнение результатов расчетного анализа влияния величин 2 и/, Ьст на прочность поврежденных панелей бесконечной ширины со стопперами трещин (бГР при с данными испытаний натурных углепластико-вых авиаконструкций, которое подтверждает применимость разработанных моделей разрушения и высокую эффективность НМС и ВМС как при растяжении, так и при сжатии.

Задачи обеспечения статической прочности и эксплуатационной живучести авиаконструкций из ПКМ должны решаться одновременно. В связи с этим разработана и внедрена комплексная методика проектировочных расчетов, которая при выборе и оптимизации под заданные усилия толщин, укладки слоев, конструктивно-силовой схемы элементов из ПКМ позволяет определять потребные характеристики как статичес-

кой прочности, так и эксплуатационной живучести, открывает воз& ность {достижения наибольшего снижения кассы авиаконструкций 'по сравнению с металлическими аналогами. Для достижения высокой щ водитвдьности и точности расчетов композитных панелей., оптйма; ных к^к по геометрии, так и по несущей способности, методика 6i реализована в виде программы дуй персональной ЭВМ типа IBM/PC. тодика и программа включают в себя следующие расчетные модули:» дуль определения исходной охемы армирования ПКМ; модуль расчет; прочностных и жесткостных характеристик ПКМ; модуль механики р; шения ПКМ при наличии повреждений; модуль расчета устойчивости поврежденной панели; модуль оптимизации схемы армирования-и то. ПКМ по условиям прочности, устойчивости и живучести; модуль ра массы оптимальной панели. На рис.13 приведена блок-схема ¿еали на ЭВМ автоматизированной методики.

В результате проведенных экспериментальных исследований п ны данные, характеризующие эффективность основных способов рем композитных элементов авиаконструкций: "препреговый", с исполь ванием клеевых, клеемеханических и механических соединений.1 "Г преговый" способ позволяет црактически полностью восстановить ность повревденного ПКМ (эффективность У я. 100$) , в то время эффективность ремонтов с использованием механических соединен* не превышает 50$. На основе обобщенных данных выполненного срг тельного анализа эффективности и трудоемкости для способов peí поврежденных элементов из ПКМ установлено, что увеличение эфф< ности ремонта возможно только при увеличении затрат на его вш нение (рис.14). В этих условиях особое значение приобретают ir женные аналитические методы выбора рациональных способов ремо: которые, с одной стороны,обеспечили бы требуемую безопасность эксплуатации, а с другой - могли бы быть выполнены при минима трудозатратах.

В шестой главе изложены методические принципы и практиче рекомендации по реализации системы конструктивно-технологичес обеспечения живучести авиаконструкций из ПКМ, которая не толь определяет совокупность организационно-технических мероприяти обьем необходимых процедур для всех стадий разработки JIA, но делает возможным осуществление выбора наиболее эффективных кс руктивно-технологических способов при заданных требованиях пс зоцасности и надежности. В рамках данной системы работы по £ лизу и обеспечению характеристик живучести элементов из. ПКМ i ся по следующим направлениям: формирование расчетных условий

Рис.13. Блок-схема автоматизированной методики расчета и оптимизации композитных панелей по условиям прочности, устойчивости и живучести

1 р рем., чел-час. 30

|-1 — эффективность

\//л — трудоемкость

Рис.14. Эффективность (Ч5 ) и трудоемкость (Т,

р.рем)

(

способов ремонта с использованием:

1 - препрега и обработкой повреждения "на ус"

2 - препрега без обработки повреждения "на ус

3 - клеемеханических соединений,

4 - клеевых соединений,

5 - механических соединений.

ноз повреждаемости ПКМ при производстве и в эксплуатации; етно-экспериментальное определение и обеспечение остаточной ности поврежденных элементов из ПКМ; определение и обеспечение ролепригодности элементов из ПКМ с учетом эффективности методов определение и обеспечение ремонтопригодности элементов из ПКМ этом эффективности и трудоемкости методов ремонта; расчетно-эриментальное определение и обеспечение требуемых характеристик исности повреждений элементов из ПКМ, выражающихся вероятностью чтения. .

В качестве критериев проектирования принимаются допустимая ве-юсть1. разрушения за срок службы ( ), допустимый уровень

>ной Трудоемкости осмотров и ремонтов при техническом обслужива-! ТРд) , минимум массы конструкции (Мт;п ), а также норма-1е показатели надежности. Как показано на рис.15, все элементы I структуры системы связаны между собой прямыми и обратными свя-

т.а; на ее основе могут проводиться проверочные расчеты и :тирование, в результате которых выбирают и обосновывают прин-койструктивно-технологические способы обеспечения живучести, хней части структуры приведена процедура обеспечения живучести, ижней части - используемые при этом методы и проводимые меро-ия, ^соответствующие каждому этапу создания ЛА. Проблема обеспечения эксплуатационной живучести авиаконструк-з ПКМ требует проведения многопараметрического анализа больших ов; ¿¿формации, включающих: механические характеристики ПКМ; за,'технологические процессы и конструкторские решения; резуль-Ж и осмотров элементов из ПКМ при производстве, в процессе зний и эксплуатации; данные экспериментальных исследований, ¿вающие образцы, конструктивные узлы и натурные конс!грук-^читывая это, в работе решена задача разработки программного жса "Автоматизированная система обеспечения живучести и на-;ти конструкций из ПКМ", который предназначен для эксплуатации , ОКБ, на опытных и серийных заводах авиационного профиля. 1ммный комплекс является средством, используемым конструктором, югом, расчетчиком для выполнения на всех стадиях жизненного конструкций из ПКМ необходимого анализа характеристик живучес-: выборе (проектировочный расчет) или обосновании (провер^оч-

принимаемых конструкторско-технологических решении,и ндаций по регламенту обслуживания в эксплуатации (осмотры, ы) из условий обеспечения требуемых безопасности и надежности

Статисте чес-пая модель; модельразру шения ПлМ op¡ ударе в ква-зястат.поста

hnr

Статастяч. кюдель.вспнт образцов с ударн.оов-реад.Оореде-левве характерных разме ров повр.

Моделяров. повреждений

т~г

Модель паэру Вероятвост.

шеям ШШ со | модель

сквозным де-

фектом 1 1

til t 1

Модели со | Вероятвост.

сквоз.ш не- модель.

екЕоз.повреж ОптамЛШ ао 1 Коэффистев-ти безопас-

грепяностоя- | ное т* so ос

к ости. асв. об- таточноа

разцов ■ па- | црочвост»

нелей 1

1 1 ' 1 1

Испыт.элеы. 1 Коэффвпяев-

ватурвых 1 тн оезооас-

ков.расчетов BOCTI во

по уточнев. 1 остаточиов

мод ел» 1 прочвоств

Г 1 ! t 1

Паяные " Даяние

экоплуат. экоплуат.

I

(tico I

[А. Это достигается как при работе программного комплекса в качест-зэ подсистемы в составе единой системы проектирования конструкций 13 ПКМ, так и при работе программного комплекса в качестве автошиной сиотемы на основе заданных исходных данных.

В соответствии с назначением и общими требованиями к функциональным возможностям структура программного комплекса включает в зебя (рис.16):

' I. Интегрированную базу данных, представляющую собой совокупность информационно-справочных баз данных по:свойствам отечественных и зарубежных ПКМ; применению ПКМ в авиастроении; методам НК и ремонта композитных элементов; технологическим дефектам и эксплуатационным повревдениям; результатам испытаний образцов, элементов, конструкций.

2. Библиотеку пакетов прикладных программ, обеспечивающую решение взаимосвязанных задач в области статической прочности элементов из ПКМ, механики разрушения поврежденных ПКМ, вероятностно-статистического моделирования для определения уровня допускаемых эксплуатационных напряжений, интервала между осмотрами, потребной эффективности ремонтов.

3. Управляющую программу, которая осуществляет системную увязку перечисленных баз данных и библиотеки пакетов прикладных программ.

{ Основная версия программного комплекса реализована на персональной ЭВМ типа "IBM-PC" и предполагает работу в однопользовательском режиме работы на ЭВМ, а также сетевой обмен файлами с другими ЭВМ.

рассмотрены конкретные примеры реализации системы конструктивно-технологического обеспечения живучести авиаконструкций из ПКМ. Основными задачами этапа технического предложения являются выбор материалов, конструктивно-технологических решений и обоснование уровня допускаемых напряжений для регулярных" зон силовых .композитных элементов. В рамках указанных задач разработанные аналитические методы, базы данных и методические рекомендации используются при анализе влияния механических свойств ПКМ и эффективности способов повышения остаточной прочности композитных элементов на характеристики живучести авиаконструкций.

■ На рис.17 сравниваются результаты проведенного параметрического исследования влияния вязкости разрушения ПКМ на величину (Ь,лахJ с известными данными для авиаконструкций из ПКМ, спроектированных

Г"—

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ МЕТОДИКА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИВУЧЕСТИ - tgZh.

5ч ЗЫ ДАННЫХ (Щ)

"П

Свойства ШСЛ

Типы конструкторских пешении

технология конструкций из ПКМ

Ковтролепригод-ность конструкций из ШШ (методы и 5>едства неразруша-ппягп контроля)

Ремонтопригодность конструкций из ПКМ (способы ремонта)

нагрузки,-

климатические фак-тпрн___

Результаты испытаний образцов,конст-зуктивных элементов и натурных

конструкция

г БИБЛИОТЕКА ПАКЕТОВ ПРИКЛАДНЫХ ПРОГРАММ (ШШ) • iPacTTCT—

упруг о-пр оч ностных характерно тик ПКЬГ

Г БАЗЫ ДАННЫХ (ГО "1

Н

Технологические дефекты-

Экс плу атаци он ны е ппврежттеяия-

L.

_I

Модуль статистической обработки резул! татовтомотров и .-деланных протоколов (Н-мовитор) _

Механика ра: рушения ПКМ при динамическом Harpj женпп

Механика и модели разрушения ПИЛ с концентра торами напр.: iTPfmft

Вероятностао-статистическо моделирование

Конструкции

Jipa*

I

от 1

Kie

геометшя

повреждение а) повреждение б)

е

повреждение в)

повреждение й)/\ (Н^гЦг-ю е'гу/ \

С V

МПа

за

250

XV X V х у- х ^ X > * _

повреждение а)

200

150

вертим стабилизатор

В'1 I

У о горизонт

/ , ..ан^ль грота стабилизатору

/ / изд.9.12 р-16

«рторизонт.стабил.В-737

киль изд.9.12 носки кры-\ закрылок стабал. Ае^ зе{

• ла изд. Хтормозной кожух 9.12 щиток изд.17 ниши шасси изд.Т-Ю

50 _

20 30 40 50 Юс,МЛа

а)"допустимое повреждение"

—

40

повреждение в) __

повреждение б) ___^-

нижняя

обшивка крыла Р-4 нижняя обшивка крыла С-22.(рекоменд. вариант)

горизонт, стабал. В-^

V

крыло АУ-8В

О ____ „ .

ЖЗ изд.9.12 капот двигателяиУЛ>ГГ"попус'"и:.-ое

(реиомеа^. повреждение-

вариант- вариант) ^

▼ о

киль А-300,

V НМС из 0° - стеклопл.' о ВМС из 0°- углепл.

д ВМС из 0° - боропл.

20

30 40 50 60 70 б) "безопасное повреждение"

Рис.17. Сопоставление расчета с опытом проектирования авиаконструкпий из ПКМ.

г

как по принципу "допустимого повреждения", так и по принципу "б пасного повреждения". Показано, что разработанным критериям уда летворяют элементы конструкции планера самолетов Г-16, В-1, АЗ АУ-8В, В-737, изд.9.12, живучесть которых подтверждена настоян опытом эксплуатации или сертификационными испытаниями, а также рекомендуемые варианты конструкций крыла и капота двигателя маг ренных самолетов, живучесть которых подтверждена проведенными I данной работе экспериментами.

На этапе проектирования с помощью системы обеспечения жиь чести авиаконструкций из ЛКМ решают следующие задачи: обоснова! выбора конструктивно-силовой схемы и директивной технологии и: товления конструкций; проведение проектировочных и проверочных расчетов долговечности и живучести композитных элементов; разрг ка и внедрение системы обеспечения качества изготовления консч ций из ПКМ и системы контроля их безопасности в эксплуатации. I лизация указанных организационно-технических мероприятий рассм< на на примере углепластиковых конструкций киля и стабилизатора перспективного транспортного самолета.

Функционирование системы обеспечения живучести авиаконст] из ПКМ на этапе сертификации определяется соответствующими тре( ниями, которые можно разделить на четыре группы: требования к I риалам; требования к методам изготовления и производственного контроля в условиях серийного производства; требования по обес; нию стойкости ПКМ к воздействию эксплуатационных факторов; тре ния по ресурсу и эксплуатационной живучести. При личном участи или под руководством автора были проведены расчетно-эксперимен ные работы по подтверждению соответствия сертификационным треб ниям по ресурсу и живучести композитных элементов конструкции нера самолетов Су-26, лзд.9.13, изд.48, Ту-204, Ту-160, изд.77 спортивных планеров ЛАК-12, ЛАК-15. Обобщая указанный опыт, сф лированы сертификационные требования и разработаны методы обос вания соответствия, дополняющие существующие отечественные и э бежные нормативно-технические документы по безопасности ЛА и н летной годности.

В заключение выполнен анализ технико-экономической эффект ности реализации системы конструктивно-технологического обеспе ния жиэучести авиаконсгрукций из ПКМ с целью определения целее разности проведения рекомендуемых мероприятий и условия их дос точности. Эффективность системы рассматривается в трех аспектг

, Весовая эффективность, которая выра;хаегся снижением массы эмпоэитных элементов. 2. Техническая эффективность, которая гределяется изменением эксплуатационно-технических характеристик зделий, 3. Экономическая эффективность, которая характеризуется сношением экономии материальных и финансовых ресурсов, достигну-зй при проведении мероприятия и затрат на его разработку и вы-злнение. Оценка технико-экономической эффективности проводится з трех этапах: в процессе разработки мероприятия, после его яедрения в производство и по результатам эксплуатации изделий, качестве примера проведен анализ показателей технико-экономи-эской эффективности разработанных конструктивно-технологических эроприятий по обеспечению эксплуатационной живучести углепласти-овых конструкций трубы канала воздухозаборника и капота двигате-я маневренного самолета, предполагающих замену монолитных обши-ок, подкрепленных приклепанным металлическим силовым набором, а сотовые панели с углепластиковыми обшивками и алюминиевыми аполнителями, изготовленными по "совмещенной технологии", становлено, что экономический эффект от внедрения предлагаемых еализаций достигает 25-80 млн.руб. в год (в ценах 1992г.) за чет снижения массы композитных элементов, уменьшения ущерба от тказов, увеличения интервала между осмотрами.

ОНЦИЕ вывода

Проведенный комплекс исследований и их теоретическое обобщ ние позволяют сформулировать методологические основы нового нау ного направления - теории и практики конструктивно-технологичес кого обеспечения эксплуатационной живучести авиаконструкций из ПКМ с учетом их повреждаемости, определяющего выполнение совоку ности мероприятий на этапах проектирования, изготовления, серти кации и эксплуатации, включая разработку и выбор ШШ с требуемь свойствами эффективных конструктивно-технологических решений и технологий производства, методов проектирования. Это делает вог ным решение актуальной наукоемкой проблемы широкого внедрения I в авиастроение для повышения ресурса и снижения массы планера 1 Научное и практическое значение диссертационной работы определи ся следующими положениями:

X. Разработана вероятностно-функциональная концепция обеа ния живучести силовых авиаконструкций из ПКМ, теоретической 001 вой которой является вероятностный подход, включающий следу ищи оригинальные разработки: физическую модель поведения поврежден] композитного элемента в эксплуатации; статистическое моделиров, повреждаемости ПКМ в заданных условиях производства и эксплуат, вероятностную модель разрушения поврежденной конструкции из ПК учетом надежности осмотров и эффективности ремонтов.

2. С учетом влияния конструктивно-технологических и экспл ционных факторов на повреждаемость и сопротивление разрушению разработаны вероятностные методы определения характеристик жив ти композитных конструкций (коэффициентов безопасности по оста ной прочности, периодичности осмотров и потребной эффективност ремонтов) при различных стратегиях обеспечения их безопасности

3. Предложены и обоснованы проектировочные критерии эксш ционной живучести - допустимые размеры технологических дефекте эксплуатационных повреждений для типовых регулярных зон кото: ных элементов. Разработаны структура и методики формирования I четных условий по ресурсу авиаконструкций из ПИЛ с учетом их повреждаемости.

4. Разработана статистическая модель повреждаемости авиа] струкций из ПКМ при производстве и в эксплуатации. Показано, 1 распределения характерных размеров технологических дефектов и эксплуатационных повреждений описываются экспоненциальным эаю Сформулированы рекомендации по нормированию условий повреждав! и их моделированию.

5. Даны рекомендации по выбору методов НК для различных конструкторско-технологических решений композитных элементов авиаконструкций. Определены минимальные размеры дефектов (повреждений), обнаруживаемые при НК, которые являются исходными данными, используемыми цри формировании расчетных условий по повреждаемости авиаконструкций из ПКМ.

6. Для реализации концепции эксплуатационной живучести проведено расчетно-экспериментальное исследование и установлена эффективность следующих конструктивно-технологических способов уменьшения повреждаемости и увеличения трещиностойкостп ПКМ: совмещенная технология" изготовления сотовых конструкций с композитными обшивкам; гибридизация ПКМ; пластификация термореактивных матриц, увеличение свойств наполнителя,использование термопластичных матриц.

7. Разработана расчетно-экспериментальная методика прогноза повреждаемости ПКМ, позволяющая осуществлять выбор рациональных конструктивно-технологических способов уменьшения повреждаемости ПКМ и активное управление процессами производства, контроля и эксплуатации композитных конструкций.

8. Выявлены закономерности хрупкого разрушения при наличии повреждений конструкционных ПКМ, и на основе модифицированных критериев механики разрушения разработан комплекс методик расчета остаточной прочности типовых конструктивных зон авиаконструкций из ПКМ при наличии дефектов (повреждений), учитывающих влияние вида разрушения композита, конструктивно-технологических и эксплуатационных факторов. Автоматизированная методика проектировочных расчетов композитных панелей при выборе и оптимизации толщин, укладки слоев, конструктивно-силовой схемы обеспечивает потребные характеристики как статической прочности и устойчивости, так и эксплуатационной живучести.

9.Определена эффективность конструктивно-технологических способов повышения вязкости разрушения и остаточной прочности поврежденных ПКМ. Обоснованы рекомендации по использованию стопперов трещин для повышения живучести углепластиковых обшивок при различных случаях статического нагружения,выбору ширины стопперов, меж-стопперного расстояния, ПКМ для формирования стопперов.

Ю.Выполнено исследование эффективности и трудоемкости основных способов ремонта поврежденных элементов из ПКМ.На основе вероятностного подхода разработаны аналитические методы выбора рациональных способов ремонта.которые обеспечивают требуемую безопасность эксплуатации при минимальных трудозатратах.

11.Сформулированы методические принципы и рекомендации по i ализации системы конструктивно-технологического обеспечения живу чести авиаконструкций из ПКМ на всех этапах жизненного цикла JLA, включая обоснование и выбор: исходных компонентов ПКМ (связующее наполнитель, схем армирования, технологических процессов, kohctj торско-технологических решений, уровня допускаемых напряжений,ре ламента осмотров и ремонтов.

12. Разработана и внедрена в ЦАГИ и ОКБ МАП компьютерная ci ма обеспечения надежности авиаконструкцзй из ПКМ, реализованная ПЭВМ в виде комплекса баз данных и прикладных программ расчета,i воляющая создавать и эксплуатировать ЛА минимальной массы в пов! ным ресурсом и уровнем безопасности.

13. Результаты работы внедрены в ЦАГИ, ВИАМе и в большинстз ОКБ МАП (Miß им.Микояна, ММЗ им.Сухого, ММЗ им.Туполева, КМЗ им тонова, ММЗ "Скорость", ММЗ "Молния", ЗМЗ, Пренайский завод спо; тивной авиации).

Оценена эффективность системы, конструктивно-технологическо: обеспечения живучести авиаконструкций из ПКМ и разработанных на основе мероприятий, экономический эффект которых достигает 25-8 рублей в год (в ценах 1992г.) за счет снижения массы композитны элементов, уменьшения ущерба от отказов (повреждений), увеличен интервала между осмотрами.

Основное содержание диссертации изложено в следующих работ

1. Ушаков А.Е. Повышение остаточной прочности панелей из угле-пластика//Сообщения ЦАГИ. -М.: ЦАГИ-1980-гё 4-с.42-46.

2. Трунин Ю.П., Ушаков А.Е., Чижова Р.И. Проектирование точечнь соединений композиционных материалов и способ повышения остг ной прочности листов из КМ//В сб.:Технический отчет ЦАГИ за 1980г-М.: ЦАГИ-1982-c.581-584.

3. Ушаков А.Е. Способ повышения остаточной прочности панелей, i товленных из композиционных материалов//В сб.:Современные щ ламы авиационной науки и техники в работах молодых специали< -М.: ВИМИ-Часть 2 - 1981-с.35-36.

4. Ушаков А.Е. Оценка живучести элементов конструкции планера < лета, выполненных из композиционных материалов// Тез.докл.I: мекотрасл.н.-т.конф.молодых ученых.-М.: 01ГГИ ВИАМ-1982-c.40'

5. Трунин Ю.П., Ушаков А.Е., Чижова Р.И., Шишмарева A.C., Зуол И.А. Исследование усталости и прочности композиционных мате, В сб.Технический отчет ЦАГИ за 1982г-М.: ЦАГИ-1984-c.667-6

Ушаков А.Е. Определение критических размеров эксплуатационных дефектов для элементов конструкции маневренного самолета, выполненных из композиционных материалов// Там же, с.668-669.

Ушаков А.Е. Исследование остаточной прочности безопасно повреждаемых панелей из композиционных материалов//!? сб.: Комплексное обеспечение ресурса авиаконструкций: Тез.докл.УП отрасл.н.-т. конф.по ресурсу авиаконструкций. -Жуковский: ЦАГИ - 1983 -с.58.

, Ушаков А.Е. К вопросу обеспечения безопасности конструкций из композиционных материалов с учетом их повреждаемости//В сб.: Опыт разработки и эксплуатации конструкций из композиционных материалов: Тез.докл.ХУ семинара. -Ташкент: ГОНТИ-П-1983-c.22-23.

. Ушаков А.Е., Акименко A.A. Разрушение'панелей из углепластика КМУ-4Э с конструктивными вырезами при одноосном растяжении// В сб.: Тез.докл.1У межотрасл.школы по проблемам проектирования конструкций. -Тбилиси: п.я. A-I402 - 1983 -с.43.

0.Т^рунин Ю.П., Ушаков А.Е., Степнов Е.В. Остаточная прочность поврежденных элементов конструкций из композиционных материалов и способы ее повышения//В сб.: Малоцикловая усталость - механика разрушения, живучесть и материалоемкость конструкций:Тез. докл.и сообщений 1У Всесоюз.симпозиума (г.Краснодар, 1983). -М.: НИИМАИ1 АН СССР - 1983 - выпуск 2 - с.51.

1.Ушаков А.Е. Обоснование принципов обеспечения эксплуатационной надежности композитных агрегатов с учетом их повреждаемости// В сб.Технический отчет ЦАГИ за 1983г - М.: ЦАГИ - 1984 -

с.633-637.

.2,Ушаков А.Е., Спичкова Л.Е. Исследование эффективности способов повышения сопротивления разрушению композиционных материалов для случаев статического растяжения и сжатия//Авиационная промышленность - 1984 - № I- с.58-61.

[З.Ушаков А.Е., Киреев В.А. Прочность и эксплуатационная живучесть при продольном сжатии цилиндрических оболочек, выполненных из углепластика// В сб.¡Технология и проблемы внедрения КМ в промышленность: Тез.докл.У межотрасл.н;-т. конф. - Миасс: п.я. A-I420 - 1984 - с.47.

14.Ушаков А.Е. Методика определения коэффициентов безопасности и периода осмотров для композитных конструкций с учетом их повреждаемости //В сб.¡Современные проблемы авиационной науки и техники в работах молодых специалистов.-М. :ВИГ.1И-1984-с.99-101.

15.Ушаков А.Е. Эксплуатационная живучесть углепластиковых коне; ций в условиях действия одноосных растягивающих и сжимающих усилий// В сб.:Тез.докл.У межотрасл.школы по проблемам прое; рования конструкций. -Калининград: A-I420-I984-е.58.

16.Трунин Ю.П., Ушаков А.Е. Некоторые вопросы оценкй^обеспечен: эксплуатационной живучести конструкций планера самолета,вып ненных из композиционных материалов//В кн.: Проектирование,; чет и испытания конструкций из композиционных материалов. -ЦАГИ-1984-выпуск X - с.84-89.

17.Ушаков А.Е. Методика исследования влияния типовых эксплуата ных дефектов на прочность конструкций из КМ//В сб.: Техниче отчет ЦАГИ за 1984 - М.: ЦАГИ-1986-c.665-667.

18.Ушаков А.Е. Сопротивление хрупкому разрушению композиционны териалов при статическом нагружении в условиях плосконапряя го состояния//Там же, с.-667-668.

19.Ушаков А.Е. Анализ повреждаемости конструкций из КМ в услоь эксплуатации//Там же, с.668-669.

20.Ушаков А.Е., Акименко A.A. Исследование разрушения панелей углепластика КМУ-4Э с конструктивными вырезами цри однооенс растяжении//Техника, экономика, информация. Серия "Констру! из композиционных материалов". -М.: п.я.А-1420-1985-выпуск с.65-69.

21.Ушаков А.Е., Трунин Ю.П. Методика определения прочности ко» ных конструкций с типовыми концентраторами напряжений при i ческом нагружении// В сб.:Трещиностойкость материалов и эл< тов конструкций: Тез.докл.П Всесоюз.симпозиума по механике рушения (Житомир-85). -Киев: ИПП АН УССР-1985-том П-о.51-5:

22.Ушаков А.Е. Методика моделирования и исследования эксплуат, ной живучести конструкциОМ в-лабораторных условиях//В сб докл.У1 межотрасл.школы по проблемам проектирования констр; - Красноярск: п.я.А-1420-1985-с.58-59.

23.Ушаков А.Е. Критерии эксплуатационной живучести обшивок, в ненных из КМ//В сб.: Технический отчет ЦАГИ за 1985 -М.: Ц 1987-е.703-706.

24.Ушаков А.Е. Расчетно-экспериментальное исследование эффект ти стопперов трещин, как способа повышения живучести углеп ковых обшивок при статическом нагружении//Там же, 0.706-7С

25.Стюарт A.B., Ушаков А.Е. Определение параметров распределения размеров эксплуатационных повреждений авиаконструкций, выполненных из КМ//Там же, с.709-712. v

26.Ушаков А.Е. Прочность углепластиковых панелей с конструктивными вырезами и отверстиями при одноосном растяжении//В дб.¡Справочные материалы по долговечности и типовым усталостным разрушениям элементов авиаконструкций. -Жуковский: ЦАГИ-1986-выпуск 7 -

с.52-60.

27.Ушаков А.Е. Эксплуатационная живучесть элементов конструкции планера самолета, выполненных из композиционных материалов// Диссертация на соискание ученой степени канд.техн.наук. -Жуковский: ЦАГИ-1986-311с.

28.Ушаков А.Е., Трунин Ю.П. Исследование прочности поврежденных углепластиковых обшивок повышенной живучести при статическом нагружении// В сб.: Конструкции и технология получения изделий из неметаллических материалов. Полимерные композиционные материалы. -М.: ВИМИ-1986-Часть 3 -с.47-49.

29.Ушаков А.Е. Некоторые частные случаи применения двухпараметри-ческой модели механики разрушения композитов для анализа прочности углепластиковых обшивок//В сб.: Современные проблемы обеспечения ресурса авиаконструкций:Тез. докл.УШ отрасл.н.-т. конф.по ресурсу авиаконструкций. -Жуковский:ЦАГИ-1986-с.202.

30.Трунин Ю.П., Ушаков А.Е., Шалун Г.Б., Файзрахманов H.A. Экспериментальное исследование методов обеспечения эксплуатационной живучести углепластиковых обшивок при одноосном растяжении// Механика композитных материалов. -Рига:Зинатне-1986-№ 5-c.93I-S33.

31.Ушаков А.Е. Исследование прочности углепластиков с типовыми ударными повреждениями при статическом растяжении и сжатии//В сб.: ХУ1-ХУП н.-т. конф.молодых специалистов и членов НТО: Тез.докл.

и сообщений. -Киев: п.я.А-3395-1986-с.389-390.

32.Ушаков А.Е. К вопросу имитации и моделирования эксплуатационных повреждений в углепластиковых обшивках авиационных конструкций// В сб.:Всесоюз.н.-т. конф."Структура, свойства и работоспособность материалов в изделиях авиационной и ракетно-космической техники". -г.Киржач: НИИГрафит-1987-c.87-88.

33.Ушаков А.Е. Прочность растянутых углепластиковых обшивок с щ лым отверстием, усиленным дис1фетными элементами//В сб.:Приме ние полимерных КМ в машиностроении: Тез.докл. I Всесоюз.н.-т. семинара. -Ворошиловград: ВМИ-1987-с.154.

34.Ушаков А.Е., Подлипная Т.Г. Экспериментальное исследование щ ности углепластиковых панелей со стопперами трещин цри налич! конструктивных вырезов//Механика композитных материалов. -Ри] Зинатне-1987- № 3-е.493-498.

Зб.Авт.свид. СССР № 264477. Углепластиковая панель летательного парата/ Ушаков А.Е. - дата регистрации 2 ноября 1987.

36.Ушаков А.Е., Киреев В.А. Исследование статической прочности з характеристик эксплуатационной живучести углепластиковой кон ции трубы канала воздухозаборника сверхзвукового маневренног самолета//Техника воздушного флота-1987-Ji 5-е.48-54.

37.Кутьинов В.Ф., Андриенко В.М., Липин Е.К., Ушаков А.Е., Шаны А.Н. Композиционные материалы в конструкции пассажирских сам тов// В кн.: Материалы I конф. по авиации стран-членов СЭВ и СФРЮ/Под ред. В.А.Шерстянникова и В.Г.Микеладзе. -М.: ЦАГИ-1 с.19-20.

38.Ушаков А.Е. Обеспечение эксплуатационной живучести элементов струкции планера самолета, выполненных из полимерных композу. ных материалов// В сб.:ХУШ н.-т. конф.молодых специалистов г нов НТО: Тез.докл.и сообщений. -Киев: п.я.А-3395-1987-и.403.

39.Ушаков А.Е., Акименко A.A. Исследование прочности трехслойш образцов с углепластиковыми обшивками, изготовленными по "ci технологии//В сб.: ХУШ н.-т. конф. молодых специалистов и 4J НТО: Тез.докл.и сообщений - Киев: п.я.А-3395-1987-с.441-442,

40.Ушаков А.Е., Трунин Ю.П., Фролова И.А. Трещиностойкость кош ционных материалов//В кн.: Механика разрушения материалов:Т I Всесогаз.конф./Орг. комитет В.В.Панасюк , А.Ф.Селихов и д -Львов: им.Карпенко АН УССР - 1987-е.222.

41. Setikftov A.F., Ushakov А.Е. The. pxokc&Llity fatfuxt moM oje composiie sttudmeb//Pctpex p-iestntid at inteinationdt confeie on compobite Itiaieliatb qnc( sttuciuvib. fRP Reseqtc/j Centex, ünstüute oj Tecbnofo^, ПЬсitae>, Indiv-'988- 20p.

42.Стюарт A.B., Ушаков А.Е. Статистическая модель повреждаемое струкций из композиционных материалов в процессе эксплуатаи Труды ЦАГИ. -М.: ЦАГИ-1988-вып.2390-16с.

3.Ушаков А.Е., Киреев В.А. Определение несущей способности сжатых углепластиковых оболочек при отсутствии и наличии концентраторов напряжений в условиях воздействия повышенной температуры//Меха-ника композитных материалов. -Рига: Зинатне-1988-й 2-е.299-305.

4.Ушаков А.Е., Акименко A.A. Влияние схемы армирования и температуры испытаний на прочность углепластиковых обшивок трехслойных образцов при одноосном нагружении//Механика композитных материалов. -Рига: Зинатне-1988-JS 1-е.159-162.

5.Ушаков А.Е. Статистический анализ результатов осмотров авиаконструкций, выполненных из полимерных КМ//В сб.: Справочные материалы по долговечности и типовым усталостным разрушениям элементов авиаконструкций. -Жуковский: ЦАГИ-1988-вып.10-е.46-55.

:6.Ушаков А.Е. Определение остаточной прочности трубы канала воздухозаборника-, выполненной из углепластика, при совместном воздействии сжатия и нагрева//Там же, с.56-63.

17.Трунин Ю.П., Ушаков А.Е., Сухобоков A.A. Остаточная прочность углепластика КМУ-4Э с несквозными ударными повреждениями// Там же, с.64-70.

Ш.Ушаков А.Е., Акименко A.A. Влияние технологии изготовления на прочность трехслойных сотовых образцов с обшивками из углепластика КМУ-4Э при совместном воздействии сжатия и нагрева//Там же, с.71-79.

49.Ушаков А.Е. Применение линейной механики разрушения при расчетно-экспериментальном исследовании остаточной прочности элементов конструкций из углепластика//В сб. .-Конструкции и технология получения изделий из неметаллических материалов. Полимерные композиционные материалы. -М.: ВИМИ-1988-Часть 3-е.57.

50.Ушаков А.Е., Акименко A.A. Совмещенная технология изготовления сотовых конструкций с обшивками из КМУ//Там же, с.15.

51.Селихов А.Ф., Ушаков А.Е. Применение методов вероятностного моделирования для прогноза разрушения конструкций из композиционных материалов с учетом их повреждаемости в эксплуатации// В кн.: П Иадуаг lepütesüldomcinyL riapolc.-dudapebt; 6TERKS-1988-е.

52.Кутьинов В.Ф., Андриенко В.М., Ушаков А.Е., Крашаков Ю.Ф. Композиционные материалы в конструкции пассажирских самолетов// В кн.: IX ГЛаЭДог xepUCe'studomanui парок,- budapest: 6T£j?K£>- iS88-c.452.

53.Ушаков А.Е. Прикладные вопросы линейной механики разрушения мерных композитных материалов//В кн.:Механика и физика разр композитных материалов и конструкций: Тез.докл.I Всесоюз.си ума-Ужгород: ШИ им.Карпенко АН УССР-1988-0.215.

54.Паншин Б.И., финогбнов Г.И., Трункн Ю.П., Ушаков А.Е., Бере кий Л.Т., Стащук Н.Г., Вагирный Л.В., Зайцев Г.П., Силантье Хахаев А.И. Накопление повреждений в композитах при многоци консольном изгибе//Методические рекомендации-М.: МАТИ-1988-

55.Трунин Ю.П., Ушаков А.Е., Финогенов Г.И. Методика определен трещиностойкости полимерных материалов о учетом зоны растре ния//Руководящие технические материалы: РТМ 1.2.129-88-М.: I988-28C.

56.Ушаков А.Е. Трещиностойкость углепластиковых элементов коне ций//Физико-химическая механика материалов-Киев: Наукова ду 1988-й 6-е.81-87.

57.Ушаков А.Е. Расчет прочности углепластиковых обшивок с коне тивными вырезами при осевом нагружении//^ кн.: Проектирован расчет и испытания конструкций из композиционных материалов ЦАГИ-1989-вып.Х1-с.48-57.

58.Ушаков А.Е. Методика расчетно-экспериментального исследован эксплуатационной живучести углепластиковых обшивок//Там же,

59.Липин Е.К., Мохов В.Ф., Ушаков А.Е., Мастило H.H. Исследова

прочности и живучести конструкции киля маневренного самолет

углепластиковыми обшивками//В сб.¡Углеродные материалы в ре космической и авиационной технике: Тез.докл. Всесоюз.н.-т.

-Киржач: НИИГрафит-1989-с.Ю6.

60. Seiikhov A.f\,1bhoikov/l.E. The аррLcaticn oj ptoBabiLlu Ытц?с methods lo рчес/dcí composite sttuetu-te Jaiiuies nxiih taking ai of semee dama^tb // 'Jn: P-ioceedvnys of the Seventh Intexnqtio conjetence on Ftacíute. Houston, TexasK.Sahma/cH.M.P.Tap tf.Rqmq Rqo-London, i tl.Y.: P2lOjCin,on Ptess - Ш9-voC.6-p.Ш-¥

61.Ушаков А.Е. Исслёдование прочности и трещиностойкости углеп ка КМУ-1ЛМ при нормальной и повышенной температурах в услов одноосного нагружения//Авиационная промышленность-1989-№ 4-

62.Ушаков А.Е. Обеспечение эксплуатационной живучести- элементе струкции планера самолета, выполненных из композиционных ма лов//В кн.: Сопротивление усталости и трещиностойкость спла

элементов и агрегатов авиациошшх конструкций. -М.: ЦАГИ-1989-зып.У-82с.

паков А.Е. Выбор рационального подкрепления конструктивных выре-эв в углепластиковых панелях. I. Методика расчета//Механика эмпозитных материалов-Рига:Зинатне-1989-гё 4 -с.688-694.

паков А.Е. Выбор рационального подкрепления конструктивных выре-эв в углепластиковых панелях. 2. Результаты расчетно-эксперимен-зльного исследования эффективности способов подкрепления//Меха-ака композитных материалов-Рига: Зинагне-1990-ié 1-е.93-97.

лпин Е.К., Мохов В.Ф., Кутьинов В.Ф., Баранов Н.И., Ушаков А.Е. пределение критических зон разрушения конструкций по результатам гатических испытаний/Дехника воздушного флота-1989-JÊ 2-3-с.49-52.

паков А.Е., Паулаускас В.В., Барейшис Й.П. Характеристики эксплуа-зционной живучести планера ЛАК-12, выполненного из композитных атериалов, на этапе сертификации//Механика композитных материа-эв - Рига :Зинатне-1989-Jé 5 -с.878-883.

иаков А.Е., Акименко A.A. Влияние способа изготовления на старческую прочность трехслойных сотовых конструкций с обшивками з углепластика КМУ-4Э//Авиационная промышлонность-1989-№ 7-е.3-5.

лаков А.Е., Акименко A.A. Повышение прочности углепластиковых бшивок с конструктивными вырезами/Двиационная промышленность -9896-е.3-6.

bhakou Д.Е.ipQueQuskasH.,ba4ei-bL5 'J. °J opeta^on^ß

îiis&fe ch^-iadeusttcb oj the ЫК-12 Le tu va qlidn parts made. ompoùiz rnqte-aok in ceriificatLon üaoe. // Paper presented ai 21U ьтiv Соп^гы, /chairman: w!M. Feijei-Mener rieaaiadt, Austritt- /989-13p. ishqkov Л.Е., Se&khotf/lFj<utuLnoi; MF. PecuLaixtizs in providing strength ind set vice (¿je oj anctaft pommer composite structures iinth conside-ina tbeit damayts//Papn presented at First Ussr-us symposium on mecko-icb oj composite mûtftiû^/ChaitmQntK.Ptofibvi AEc Seire^-^aJjjivictn bSR-WI-Wp. шаков А.Е., Акименко A.A. Местные прогибы слоев и их влияние на рочность углепластиковых трехслойных конструкций//В сб.:Актуаль-ые проблемы прочности в машиностроении. -Севастополь: СВВМИУ-989-е.3.

72.Липин E.K., Мохов В.Ф., Ушаков А.Е., Мастило H.H. Методика экспериментального исследования остаточной прочности поврежде ных углепластиковых обшивок натурных авиаконструкций//В кн.: Прочность материалов и элементов конструкций при сложном нащ женном состоянии: Теэ.докл.П Всесоюэ.симпозиума (г.1итомир, 1 -Киев: ИПП АН УССР-1989--Ч.2-с.8-9.

73.Ушаков А.Е. Анализ результатов испытаний натурных авиаконстрз из композиционных материалов на основе критериев механики ра; шения//Там же, с.64.

74.Ушаков А.Е. Проблемы и перспективы увеличения трещиностойкос^ и ресурсных характеристик углепластиков с учетом влияния экс! тационных факторов//В кн.: Трещиностойкость материалов и эле1 тов конструкций: Тез.докл. Ш Всесоюз.симпозиума по механике : шения (г.Житомир, 1990) -Киев: ИПП АН УССР-1990-ч.3-е.96-97.

75.Ушаков А.Е., Селихов А.ф., Кутьинов В.Ф. Особенности обеспач прочности и ресурса авиаконструкций, выполненных из полимерн композитных материалов, с учетом их повреждаемости. I.Основн положения//Механика композитных материалов. -Рига: Зинатне-1 № 3 -с.469-479.

76.Ушаков А.Е., Селихов А.Ф. Особенности обеспечения прочности сурса авиаконстру^ций, выполненных из полимерных композитных материалов, с учетом их повреждаемости. 2. Вероятностная мо;п разрушения//Механика композитных материалов -Рига: Зинатне-1 № 4 -с.691-701.

77. Ushakov ^..Pqutouskes^Bateisic,^ TDeteiminatton oj opetationqZjaa cha-tacteubtics oj the saiZplam of composite тр{г-мЬ//В кн.

in the science and iechnobqy oj composite mateiioPs/Fouith eutopean со on composite mabnictts-Be'piemiex ?5-2&, 1990, 5tut{^pti-F.R.^. W % and et.-Loncbn Science- 1980-p.825- 850.

78.Ушаков A.E., Ушаков И.Е., Картамышев А.И. Методика исследовг характеристик эксплуатационной живучести киля самолета, вып< ненного из полимерных композиционных материалов/Дчебно-меи ческое пособие - М.: ЦИПКК МАП СССР-1991-48с.

79.Липин Е.К., Ушаков А.Е., Ушаков И.Е., Картамышев А.И., Прое: рование типовых панелей конструкций планера летательных апп тов по условиям прочности и ресурса/Дчебно-методическое по бив -М.: ЩПКК МАП СССР-1991-72с.