автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Проектирование и разработка технологического процесса намотки сложнопрофильных конструкций типа воздухозаборника двигателя самолета

Московский авиационный институт (Государственный технический университет)

На правах рукописи

ЛЕБЕДЕВ ДМИТРИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ПРОЦЕССА НАМОТКИ СЛОЖНОПРОФИЛЬНЫХ КОНСТРУКЦИЙ I ТИПА ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЁТА

I

СПЕЦИАЛЬНОСТЬ 05.07.05 - «ТЕПЛОВЫЕ, ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ЭНЕРГОУСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ»

1

I

) АВТОРЕФЕРАТ

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2005

Работа выполнена в Московском авиационном институте (государственном техническом университете),

Научный руководитель:

• Заслуженный деятель науки и техники, доктор технических наук, профессор Воробей Вадим Васильевич

Официальные оппоненты:

• доктор технических наук, Абашев Викч ор Михайлович

• кандидат технических наук, Новах Юрий Иванович

Ведущая организация - ОАО «Композит»

Защита состоится «_»__2006 года в__часов на заседании

диссертационного совета Д.212.125.08 при Московском авиационном институте по адресу: 125993, г.Москва, А-80,ГСР-3,Волоколамское шоссе,д.4.

с диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института.

Автореферат разослан «_»__2005 г.

Ученый секретарь Диссертационного

Совета, Д.212.125.08 к.т.н.

Никипорец Э.Н.

ЯООв А

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА Актуальность темы. Технология изготовления изделий из композитных материалов методом намотки имеет ряд преимуществ по сравнению с другими известными ме годами переработки композитов в изделия.

Важнейшим из этих преимуществ является, во первых, возможность наиболее полной реализации в изделиях высокой прочности на растяжении волокон, составляющих намоточный материал, а во-вторых, возможность обеспечения высокой степени автоматизации изготовления изделий на станках с программным управлением Наиболее эффективна укладка волокон и нитей в направлении действий главных напряжений появляющихся в материале вследствие действия силовых нагрузок, а также, если волокна одинаково натянуты и прочно скреплены между собой. Одинаково натянутыми волокна, как правило, оказываются лишь при намотке нитей на тела, имеющими выпуклую поверхность типа цилиндра, сферы, изетензойда, тора и других им подобным телам вращения.

Поэтому технология намотки изделий из композиционных материалов является наиболее применимой для этого класса изделий.

С развитием и совершенствованием современной аэрокосмической техники все более актуальным становится вопрос о возможности использования высокопроизводительного метода намотки для изготовления сложно-профильных элементов конструкций, в том числе элементов с изогнутой пространственной осью С многочисленными конструкциями такого типа мы всгречаемся в современных сверхзвуковых самолетах и ракетах различного назначения Однако в настоящее время в мировой практике не г опыта намотки таких конструкций, поскольку разработке технологических процессов их изготовления должны предшествовать в каждом конкретном случае разработка общей конструкции,

РОС. НАЦИОНАЛсИ/У БИБЛИОТЕКА | СПегм*тУ Я ;

ОЭ ф

методов расчета и проектирования, специального технологического оборудования и оснастки для намотки с учетом всего многолетнего предшествующего опыта Актуальность настоящей работы заключается в разработке такой общей концепции при проектировании и разработке технологических процессов изготовления методом намочи сложно-профильных конструкций типа воздухозаборника современного сверхзвукового самолета.

Цель работы является создание методики проектирования и единого метода изготовления всей конструкции.

Поставленная цель представляет необходимость решения следующих основных задач

• Исходя из анализа сложной геометрической формы изделия определить оптимальную схему армирования консфукции. разработать методику расчета и провести расчет напряженно-деформированного состояния прочности и жесгкосги на базе анализа результатов расчета провести оценку возможности реализации такой схемы.

• Выбрать и обосновать с точки зрения получения требуемой конструктивной прочности оптимальную схему армирования.

• Разработать принципиальную схему и метод изготовления изделий в целом

• Разработать и обосновать конструктивно-технологические особенности используемого намоточного оборудования.

• Определить материалы и их свойства для изготовления конструкции, определить технологический режимы изготовления, сборки и удаления оправки из отвержденного изделия.

• Разработать конструкцию и технологические режимы изготовления, сборки и удаления оправки из отвержденного изделия.

Объект и метод исследования. Объектом исследования является процесс разработки из КМ сложной пространственной конструкции с криволинейной в- образной осью, с сечениями неправильной формы, меняющихся от параллелограмма (на входе) с радиусно -сопряженными углами до окружности диаметром 920 мм (на выходе), а предметом исследования модели, устанавливающие процедуру совмещенного проектирования конструкции и технологии их изготовления по некоторым критериям Теоретической основой диссертации является комплексный подход, основанный на единстве материалов, конструкции и технологии изготовления. Теоретические разработки выполнены на базе методом конечных элементов, теории оптимизации армированных композитов с использованием численных компьютерных экспериментов для оценки достоверности разработанных моделей.

Научная новизна состоит в комплексной разработке конструкции, и технологии, и методов расчета изделия сложной I еометрической формы с криволинейной 8- образной осью и сечениями неправильной формы из КМ. Были получены следующие новые научные резулышы:

• Установлено, что ввиду сложной формы поверхности изделия, пространственной кривизны его оси и анизотропной структуры оболочки непосредственное применение существующих методик расчета не представляется возможным В связи, с чем проведена доработка методики с учетом особенностей конструкции включающей:

- постановку и решение задачи о напряженно-деформированном состоянии конструкции методом конечных элементов

-разработку математической модели конечного элемента анизотропной оболочки двойной кривизны

-разработку алгоритма и программу расчета прочности и жесткости конструкции

• Разработанная модель конечного элемента тонкой оболочки может бьггь использована для линейных статических расчетов оболочек из КМ с любым типом анизотропного материала при произвольном сочетании нагрузок. Разработанные математические модели интегрированы в созданный ранее паке! конечно-элементных программ «Параметр-5.09»

Разработан метод намотки ,обеспечивающий требуемую конструктивную прочно« I, изделия; принципиальная схема и метод изготовления изделия в целом, включающий разработку конструкции и технологии комбинированной разборно-р&зрушаемой оправки и создание специального намоточного станка для реализации выбранного метода намотки Положения выносимые на защиту

• Методика применения конечных элементов для проектного расчета конструкции воздухозаборника

• Результаты численных экспериментов, определяющих зависимости линейных деформаций и напряженного состояния конструкций при действии рабочих нагрузок.

• Методика проектирования конструкции воздухозаборника и узлов стыка с входным диффузором двигателя

• Разработка технологического процесса изготовления воздухозаборника методом намотки.

Обоснованность научных положений, рекомендаций и достоверность результатов исследований подтверждается:

• Применением при построении математических моделей, апробированных для композиционных материалов методов анализа и синтеза и метода конечных элементов

• Согласованностью полученных результатов с данными экспериментов, аналитических и численных решений других авторов

Практическая ценность работы состоит в разработке методик проектирования и расчета многослойной конструкции из современных композиционных материалов, в создании и обосновании единого метода намотки для ее изготовления, в разработке комплекса технологических процессов, оборудования и оснастка для ее практической реализации.

Реализация результатов

Результаты работы в ниде программно! о обеспечения внедрены в предприятиях ОАО «Композит» (г. Королев), ЦНИИ СиецМаш (г. Хотьково ) , внедрены в учебном процессе МАИ им. С.Орджоникидзе. Комплекс разработанных технологических процессов, оборудования и оснастки внедрен ОАО «Композит» для реализации при создании перспективных изделий.

Апробация работы. Диссертационная работа в целом докладывалась и получила одобрение на заседании кафедры 205 МАИ и на научно-техническом совете ОАО «Композит».

Публикации. Основное содержание и результаты диссертации изложены в 4-х публикациях

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении обосновала актуальность и дана общая характеристика работы. В первой главе проведен анализ существующих методов намотки, приведена общая характеристика конструкции объекта, структура и последовательность исследований в обосновании метода изготовления конструкции, разработана общая концепция изготовления воздухозаборника.

Рассмотрены различные методы намотки в зависимости от способа нанесения связующего на волокнистый армирующий материал и содержания его в нем, метод «сухой» и «мокрой» намотки, а также метод намотки с последующей пропиткой.

В зависимости от типа укладки армирующего волокнистого материала в намотанном изделии рассмотрены следующие технологические схемы намотки: прямая (окружная); спирально-винтовая (тангенциальная, кольцевая), спирально-перекрёстная (спирально-продольная, спирально-поперечная); совмещенная спирально-кольцевая, продолыю-поперечпая; косослойная продольно-поперечная; планарная (орбитальная плоскостная), тетранамотка; зональная.

Приведено описание возд\ хозаборника, который представляет собой пространственную конструкцию сложной конфигурации с криволинейной Я-образной осью и, в большинстве случаев, сечениями неправильной формы, меняющейся от параллелограмма (на входе) с радиусно сопряжёнными углами до окружности диаметром 920 мм (на выходе). Общий вид внутренней поверхности воздухозаборника приведён на рис. 1.

Рис 1. Общий вид внутренней поверхности воздухозбоника 1,2,3,4-поверхности участков

На внутренней поверхности воздухосборника условно можно выделить 4 участка

• Первый участок отличается тем, что его поверхность характеризуется формой её поперечных сечений, являющимися параллелограммом с радиусно- сопряжёнными углами.

• Второй участок характеризуется сильной изогнутостью условной оси,приобретающей в-образную форму, квазипрямолинейный участок

которой значительно повернут в пространстве относительно отрезка условной оси. Протяжённость второго участка 1 м 75 см.

• Третий участок характеризуется тем, что форма поперечных сечений поверхности всё ещё близка к окружности (начинает формироваться одно ребро и две прилегающие грани, третья грань слабо выражена) Протяжённость третьего участка 4 м В конце третьего участка поперечное сечение приобретают форму цилиндра с незначительными искажениями

• Четвёртый участок характеризуется 1ем, что поверхность его является цилиндром с диаметром 920 мм и длиной 1400 мм

Эти данные являются основой для расчетов схемы армирования оболочки воздухозаборника из композиционных материалов, а также для проектирования оправки используемой для намотки оболочки.

Проведенный в первой главе анализ показал, что в настоящее время в мировой

практике нет опыта изготовления аналогичных рассматриваемому воздухозаборнику конструкций с использованием метода намотки. Отдельные участки воздухозаборника возможно изготовить известными методами, однако в соответствие с поставленной задачей требуется разработать единый метод изготовления всей конструкции. Для чего необходимо:

- В первую очередь определить оптимальную схему армирования конструкции исходя из анализа её геометрической формы. Известно, что для прямолинейных труб оптимальной в большинстве случаев для различных видов нагрузок является продольно-поперечная схема армирования. В нашем случае, учитывая необычную геометрию конструкции, необходимо разработать методику расчёта и провести расчёт напряжению деформированного состояния прочности и жёсткости, а на базе анализа результатов расчёта провести оценку возможности реализации такой схемы

- Выбрать и обосновать с точки зрения обеспечения требуемой конструктивной прочности метод намотки обеспечивающий оптимальную схему армирования

- Разработать принципиальную схему и метод изготовления изделия в целом

- Разработать и обосновать конструктивно-технологические особенное™ используемого намоточного оборудования.

- Определить материалы и их свойства для изготовления конструкции (наполнитель, связующее), назначить технологические режимы её изготовления

- Разработать конструкцию и технологические процессы изготовления, сборки и удаления оправки из отверждённого изделия.

После проведения дезально! о исследования конструкции и анализа существующих ме-юдов изготовления изделия для изготовления воздухозаборника предлагается использовать косослойную продольно-поперечную намотку разработанную российскими специалистами, (рис. 2.).

Формируемое изделие образуется путём спирально-винтовой намотки на оправку псевдоленты, образованной лептой кольцевого армирования, состоящей из п прядей, и нитями осевого армирования, подаваемых с вертлюга.

Ч)

Рис. 2. Схема косослойной продольно-поперечной намотай: 1 - оправка; 2 - катушка для нитей; 3 - вертлюг для укладки осевых нитей; 4 - ванна для пропитки.

Суть метода заключается в том, что слой продольно-поперечного армирования формируется не на всей длине оправки, а в пределах технологической лента, укладываемой на оправку спирально-винтовым методом с малой подачей.

Станки, осуществляющие намотку, оснащены специальными устройствами -вертлюгами, вращающимися вокруг движущей ленты и осуществляющими с большой скоростью поперечную обмотку этой ленты.

На основе проведенных исследований была предложена принципиальная схема изготовления воздухозаборника, которая приведена на рис.3.

Рис. 3. Схема изготовления воздухозаборника методом намотки:

1- передний привод намоточного станка; 2 - водило; 3 - оправка;

4 - крепление оправки к задней бабке намоточного станка;

5 - исполнительные органы намоточного станка (а, б, в - начальное

и последующее их положение).

В состав технологического оборудования и оснастки, необходимых для реализации приведённой схемы входят:

- специальный намоточный станок, созданный на базе агрегатов существующего оборудования;

- разборная комбинированная оправка имеющая металлическую основу с разрушаемыми (размываемыми) элементами конструкции;

- специальное оснащение с программным устройством, обеспечивающие намотку изделия Э-образной формы.

Таким образом, проанализировав все существующие методы намотки, оценив общую характеристику конструкции в целом и предложив схему изготовления воздухозаборника, в первой главе была предложена общая концепция изготовления конструкции. Во второй главе Поставлена задача расчёта напряжённо-деформированного состояния рассматриваемой конструкции, представлена математическая модель элемента анизотропной оболочки двойной кривизны Приведены примеры расчёта напряжённо-деформированного состояния оболочки двойной кривизны и общий алгоритм конечно-элементного расчёта.

Основная цель применения метода конечных элементов (МКЭ) для проектирования конструкции из КМ со сложной схемой армирования - оптимизация учета всех характерных особенностей формы, возможность проведения большого количества параметрических расчетов ее напряженно-деформированного состояния иод действием заданных нагрузок (прочности, жесткости), оптимизация схемы армирования Достоинством метода конечных элементов (МКЭ) является : сочетание физической наглядности методов строительной механики и строгости, присущей классическим разностным схемам; высокая алгоритмичность, открывающая возможность эффективной реализации его на ЭВМ; возможность расчёта конструкций, содержащих как дискретные, так и континуальные элементы.

Исходя из выше изложенного , предлагается производить построение методики исследования деформирования рассматриваемой композитной конструкции на базе метода конечных элементов (МКЭ) в варианте перемещений

Рассматриваемая конструкция представляет собой тонкостенную классическую оболочку общего вида. Для адекватного моделирования её формирования целесообразно использовать следующие типы конечных элементов:

- конечный элемент классической анизотропной пластины (моделирует плоские стенки конструкции на начальном участке);

- конечный элемент классической анизотропной оболочки двойной кривизны (моделирует фрагменты конструкции, обладающие естественной кривизной).

Для моделирования плоских стенок конструкции может быть использован известный элемент треугольной формы с неполной кубической аппроксимацией перемещений.

Математическая модель элемента анизотропной оболочки двойной кривизны представлена на Рис.4.

Примем, что деформирование конструкции с достаточной степенью точности описывается с помощью гипотезы Кирхгофа-Лява.

Задачей линейной теории упругости в перемещениях по МКЭ сводится к решению уравнения вида:

Рис. 4 К построению конечного элемента оболочки двойной кривизны

Кч=Р

, где К= Цв'йШ

упругая матрица жесткой конструкции, {<?}-вектор искомых узловых перемещений,

Р= jjф' р<£ + |ф ШГ-вектор приведенных сил.

г

Таким образом .разработан конечный элемент тонкой оболочки, пригодный для линейных слашстичееких расчетов оболочек с любым видом анизотропии материала и при широком классе воздействий.

В расчетах использовались четырёхугольный конечный элемент с узлами в вершинах, образованный пересечением оболочки с двумя плоскостями, перпендикулярными оси вращения и с двумя плоскостями, проходящими через ось вращения Таким образом,

и, V., МУ., и.о.,

■ .„ , 1 I > ол р»'

элемент имеет 4 узла и 20 степеней свободы, по 5 в каждом узле'

Малица жесткости КЭ К записана в локальной системе координат, так как компоненты

изгибающих и мембранных сил выражены в локальных координатах. Для составления

системы конечных элементов осуществляется преобразование к глобальным координатам

и запись соответствующих уравнений равновесия, а для определения деформаций и

напряжений в КЭ после решения системы уравнений выполняется обратное

преобразование.

Работоспособность описанного конечного элемента была проверенна контрольными примерами расчета напряженно-деформированного состояния оболочек.

• в первом случаи за основу был взят изгиб сегмента сферической оболочки погонным методом. Он рассматривал изотропную полусферическую оболочку с круглым отверстием в полюсе, жестко защемленном в основании и нагруженному равномерно распределенным по контуру отверстия погонным изгибающим моментом.

• во втором случае рассматривался изгиб сегмента сферической оболочки с погонной радиальной нагрузкой. Исследуется самоуравновешенная изотопная сферическая оболочка с круглыми отверстиями в полюсах, нагруженная равномерно распределенной по контуру отверстий погонной радиальной нагрузкой.

Графики сходимости представлены на Рис.5 (а, б)

Рис. 5.а. Сходимость численно! о решения к точному для изгибаемой сферической оболочки

Рис. 5.6. Сходимость численного решения к точному для сферической оболочки под радиальной нагрузкой.

На рисунке 5.а. представлены графики сходимости максимальных значений прогиба (кривая 1) и момента (кривая 2) к точному решению в зависимое™ от разбиения сегмента в меридиональном направлении. Из графиков видно, что уже при разбиении на 30 элементов получаем удовлетворительную сходимость численных результатов к точному решению. Следует отметить, чю применение изонараметрического четырёхузлово! о КЭ с билинейной аппроксимацией при том же количестве степеней свободы даже при разбиении сегмента на 60 элементов даёт значение максимального прогиба w = 10,78 10 см, что почти в полтора раза меньше значения максимального прогиба, полученного из точного решения.

На рисунке 5.6 представлены графики сходимости максимальных значений прогиба (кривая 1) к точному решению в зависимости от разбиения cei мен i а в меридиональном направлении Эта же задача рассматривалась в работе Л.П Железнова и В.В Кабанова, где приведены аналогичные графические зависимости для конечного элемента, представленного в этой работе, и для конечного элемента, в котором не используются функции формы, учитывающие перемещения элемента как твёрдого тела На рисунке 5.6 эти зависимости приведены под цифрами 2 и 3 соответственно.

Из приведённых зависимостей видно, что разработанный конечный элемент и конечный элемент Л.П. Железнова и В.В. Кабанова обладают практически одинаковой сходимостью при более высокой эффективности данного КЭ в связи с меньшим числом степеней свободы. Сходимость решения практически достигается при разбиении на 12 элементов. Так же видна низкая эффективность КЭ без учёта смещений элемента как твёрдого тела. В этом случае сходимость достигается при вдвое большем числе элементов.

Полученные выше матрицы жёсткости конечных элементов являются матрицами систем уравнений, связывающих между собой векторы узловых перемещений элементов с векторами нагрузки, приложенными к их узлам.

Вычисление матрицы жёсткости и вектора узловых реакций производилось стандартными методами численного интегрирования

Был разработан общий алгоритм конечно-элементного расчета, построена система уравнений, которая представляет собой разрешающие соотношения для задачи о деформировании конструкции в целом. Эта система решается известными математическими методами решения систем уравнений высоких порядков (Гаусса, Зейделя и другими прямыми или итерационными методами).

В результате решения системы определяется глобальный вектор узловых перемещений конечно-элементной модели. Выполняя его декомпозицию и преобразование, определяем локальные векторы узловых перемещений для всех конечных элементов, после чего вычисляются компоненты напряжённо-деформированного состояния.

К*Ч;е = Ог

В результате была предложена программная реализация алгоритма метода конечных элементов, при этом выделяются следующие основные подходы к построению таких программ:

1) создание узкоспециализированных программ для проведения больших серий однотипных расчётов;

2) создание разветвлённых универсальных систем для решения широкого класса исследовательских задач;

3) создание пакетов прикладных программ, обеспечивающих достаточно высокую гибкость и модифицируемость системы при необходимости решении я задач различной физической природы.

Узкоспециализированные программные средства, как правило, являются побочным продуктом исследовательской деятельности организаций, не специализирующихся на создании и продаже программных изделий Они создаются для собственных нужд и не отличаются высоким качеством. Неформальные внутренние связи в таких организациях порождают недостаточно серьёзное отношение к документированию разработок. Координации действий и стандартизации процедур, в силу чего программы указанного типа не обладают требуемой гибкостью и надёжностью, а их использование ограничивается весьма узким кругом пользователей и бывает оправдано лишь высокой машинной эффективностью, достигаемой обычно только в том случае, когда пользователем программного средства является сам разработчик.

Второе направление - создание универсального программного обеспечения, которое является продуктом тщательного предварительного планирования и целенаправленной разработки, сопровождается чёткой документацией, проходит необходимое тестирование, описано в соответствующих технических публикациях, обеспечено обученным персоналом, размножено в требуемом количестве экземпляров, обслуживается и контролируется поставщиком по заранее продуманному плану. Это направление требует значительных ресурсов и усилий на разработку и непрерывную модификацию вычислительной системы и, в то же время, позволяет в наибольшей степени достичь простоты её использования. Создаваемый таким образом программный продукт является универсальным в том смысле, что он может быть использован неизвестными разработчику специалистами, сохраняет работоспособность в широком диапазоне конфигураций вычислительных комплексов и при самых различных системных программных средств. Пользователю его не требуется владеть навыками программирования в силу того, что достаточно широкий набор сервисных программ позволяет задавать входную информацию и получать результат в привычных для него терминах. Примерами универсальных программных средств являются хорошо известные

промышленные программные комплексы конечно-элементного анализа зарубежной и отечественной разработки (АвКА, КАЯТКАМ А^УБ и др.).

Третий подход является некоторым компромиссом между универсальностью программы и её машинной эффективностью В соответствии с принципами структурного и модульного программирования, разрабатываемый пакет прикладных программ должен содержать управляющее ядро, реализующее общий алгоритм численного метода, и набор специальных модулей, обеспечивающих решение краевых задач различной физической природы для широкою класса объектов. Организуемое таким образом программное средство может быть легко расширено без существенного изменения его структуры, что обеспечивает необходимую преемственность основных программных модулей Пользователь при этом должен обладать основными навыками программирования или консультироваться у эксперта-программиста. Преимуществом такого подхода является простота модификации программ, обеспечивающая возможность решения широкого класса задач при малых затратах труда на перепрограммирование

В частное га, примером такой реализации может являться пакет прикладных программ конечно-элементного анализа «Параметр5-09», предназначенный для исследования методом конечных элементов напряжённо-деформированного состояния и устойчивости конструкций, выполненных из анизотропных композиционных материалов, в области линейно-упругого деформирования, при различных видах статистического воздействия. Это прмраммное средство обладает развитыми средствами ввода и высокой производительностью.

Исходя из вышеизложенного, было принято решение проводить разработку программного средства для расчёта НДС композиционных элементов конструкции с максимальным использованием ранее созданного математического обеспечения. Расширение библиотеки пакета прикладных программ «Параметр5-09» путем реализации в рамках этого пакета постановкой задачи расчета напряженно-деформированного

состояния рассматриваемой конструкции, эффективных конечно-элементных аппроксимаций позволило обеспечит ь определённую преемственность технологий расчёта на статистическую прочность. При этом достигается экономия временных и финансовых затрат на разработку программного обеспечения, поскольку программные модули, реализующие общий алгоритм конечно-элементного расчёта, а также модули сервисной части и ввода-вывода, существующие в пакете «Параметр-5.09», применяются без внесения изменений.

В третьей главе приведены результаты расчета конструкции по разработанной методике и анализ полученных результатов. Для проведения расчетов принималось, что конструкция выполнена из углепластика. Материал имеет следующие физико-математические характеристики: (см. таблицу 1)

Таблица 1

Характеристика количество Еденица измерения

модуль упругости в продольном направлении 8960 кг/мм"'

модуль упругости в продольном направлении 7560 кг/мм''

модуль сдвига 500 кг/мм2

разрушающее напряжение при сжатии в продольном направлении 30 кг/мм'1

разрушающее напряжение при сжатии в поперечном направлении 60 кг/мм^

разрушающее напряжение при растяжении в продольном направлении 40 кг/мм^

разрушающее напряжение при растяжении в поперечном направлении 98 кг/мм'

разрушающее напряжение при внутрислоевом сдвиге 25 кг/мм*1

Расчёты проводились для различных толщин стенки конструкции (варьировались в пределах от 5 до 10 мм.).

Конечно-элементная модель, состоящая из 2160 элементов, взаимодействующих в 1120 узлах, иллюстрируется рисунками 6(аД в) и 7 (а, б, в ,г)

а) б) в)

Рис.:(а, б, в) Конечно-элементная модель рассматриваемой конструкции в проекции на координатную плоскость У07

Кинематика деформи- Неравномерные Равномерное

рования конструкции распределения при действии на пее продольных наружного давления. Напряжений.

а)

б)

поперечных и нормальных напряжений.

в)

Распределение гю

распределение поверхности кон-

струкции касательных напряжений от внузрислоевого сдвига.

г)

Рис.7(а, б, в, г) Результаты расчета напряженно-деформированного состояния конструкции с толщиной стенки 8 мм.

В результате проведенных расчётов было установлено:

- схема армирования оболочки представляет собой чередование продольных и поперечных слоёв углеилас гика на основе углеродпого волокна в соотношении I' 1;

- достаточная прочность конструкции воздухозаборника из КМ изготовленного методом косослойной продольно-поперечной намотки, обеспечивается при толщине оболочки 6-8 мм;

- в зоне четырёхугольных сечений конструкции воздухозаборника возможны большие прогибы оболочки, для устранения которых может потребоваться её местное усиление;

- проведённые расчёл ы показали принципиальную возможность практической реализации конструкции воздухозаборника сложной пространственной формы из композиционных полимерных материалов с использованием предлагаемой технологии,

- ориентировочное значение массы оболочки воздухозаборника составляет 250 кг,

- конструкция воздухозаборника имеет достаточные запасы прочности.

На основе проведённого анализа конструктивно- технологических решений в третьей главе принимается фланцевая схема организации стыка воздухозаборника с входным диффузором двигателя, изображённая на рис. 8.

Металлический фланец, выполненный из титанового или алюминиевого сплава, крепится к цилиндрической части воздухозаборника методом клёпки. Крепление металлического фланца к входному диффузору двигателя может быть осуществлено посредством шпилечного или болтового соединения

Рис. 8 Фланцевая схема организации стыка воздухозаборника с входным диффузором

двигателя.

Задача расчёта и проектирования клепаного соединения состоит из определения потерь несущей способности клепанного соединения Возможными видами потери несущей способности клепаного соединения являются:

разрушение стенки воздухозаборника по ослаблённому сечению, смятие стенки воздухозаборника ,срез стенки воздухозаборника, срез заклёпок Приведена методика расчета и проектирование клепаного соединения

В Четвертой главе разработан комплекс технологических процессов изготовления воздухозаборника

Разработан вариант комбинированной конструкции оправки для изготовления воздуховода методом намотки. Конструкция технологической оправки состоит из следующих основных узлов и деталей- ступенчатый вал, тюбинги цилиндрические, тюбинги кольцевые, тюбинг переходный, детали крепежа, установочные элементы Оправка представленная на рисунках 9(а) и 9(6), включает в себя криволинейное разборное несущее основание, выполненное из мет алча и совмещенный с ним цельный конструктивный элемент для формирования цилиндрического участка поверхности, а также разрушаемый слой, для формирования участков поверхности неправильной формы

Рис. 9.6. Конструктивная схема оправки воздухозаборника.

Разработан технологический процесс сборки и установки оправки, а также ее удаления из отвержденного изделия.

Для намотки воздухазаборника предложен и разработан специальный станок собранный и спроектированный на базе существующих агрегатов станочного оборудования Основная часть-станина, агрегаты привода взята от токарного станка большой мощности. Продольное и поперечное движение лентоукладчика совместно с комплексом проптки в сошвечствии с конфигурацией изделия обеспечивается специальным программным устройством Укладка питей пол нужным углом и в нужном соотношении осуществляется укладчиком специальной конструкции, схематично изображенном на (рис 10).

Рис 10. Укладчик специальной конструкции для укладки нитей под нужным ут лом

Способ основан на том, что продольные нити укладываются между двумя поперечными нитями и наматываемые на оправку на некотором расстоянии (базе) друг от друга вну 1ри траектории поводка укладчика.

Процесс формовки производится следующим образом: па оправку предварительно покрытую защитным слоем, в зоне формовки навиваются, сматываясь со шпуль или бобин и огибая направляющий палец, поперечные нити, прижимные нити и уплотняющие нити Схема укладки нитей в процессе формовки представлена на (рис. 11.)

Рис.11 Схема укладки нитей в процессе формовки воздухозаборника.

Укладка продольной нити производится поводком укладчика, движущимся по эпициклоиде и совершающим колебательные движения.

Приводится методика расчета технологических параметров косослойной продольно-поперечной намотки и результаты исследований по выбору и обоснованию связующего используемого для намотки конструкции

Выбор и обоснование используемого связующего в данной работе базировался па базе научных исследований проведепных в ОАО « Композит». В таблице 2 приведены данные по разработке углепластиков на базе различных наполни гелей и матричных материалов с использованием разданных технологий переработки.

Таблица 2

МАРКА УП НАПОЛНИТЕЛЬ МАТРИЦА ПРОЧНОСТЬ, ГПа

УП-Л/10-П* ЛУ-П ЭДТ-10 8 -0.65 Е= 130

УП-Л/20-П ЛУ-П УП-2220 <5 =0.67 Е = 149

УП-Л0.08 ЭТФМ-П Элур-0.08 ЭТФМ 8 =1.08 Е= 138

УП-Л ЭТФМ-П ЛУ-П ЭТФМ ¿=0.80 Е= 165

У11-ЛЭ-0.08/80-П Элур-0.08 ТП-80 8 =0.82 Е- 330

УП-ЛУ80-П ЛУ-П ТП-80 5 =0.70 Е= 150

УП-ЛЭ/88-П Элур ТП-88 8 =0.80 Е= 130

УП-Л/17-П ЛУ-П УП-2217 8 =0.64 Е= 165

УП-ЛЭ/17/П Элур УП-2217 8 =0.75 Е- 134

УТ300/ЭТФМ-ПУСП-5Т10/-20-П УТ-300 ВМН-5, Т-10-80 ЭТФМ УП- 2220 ¿>=0.40 Е-85 8 =0.50 Е=140

УПНУМ/ЭТФМ НУМ/345" НУМНУМ ЭТФМ УП-345 8 =0,098Е =145 (5=0.11 Е= 145

УП-ЛЭМ/ ЭТФМ-ВА Элур-М ЭТФМ <5=0.91 Е= 136

УП-Л/80-ВА ЛУ-П ТП-80 8 =0.77 Е - 160

УП-УКН/10-Н УКН-П ЭДТ-10 <5=1.10 Е= 134

УП-Л/17-Н ЛУ-П УП-2217 8 =0.84 Е= 148

УП-УКН/17-Н УКН-П УП-2217 8= 1.14 Е = 135

УП-УКНВ-400 /80-Н УКНВ-400 ТП-80 8 = 1.80 Р= 140

УП-УКНВ-400 /ЭТФМ-Н УКНВ-400 ЭТФМ 8 =2.04 Е = 144

УП-УКН-01/ ЭТФМ-Н УКН/5000-0.1 ЭТФМ <5=1.70 Е= 142

УП-5Л0-Н ВМН-5 УП-2220 ¿=0.65 Е= 155

УП-КС-Н Т-700 БОХУ-ОЕК <5=0.95 Е=85

* -П-выкладка и прямое прессование; -ВА-вакуумно-автоклавное формование;-Н-формование намоткой.,КС-намотка косослойпая * »-контактное и прямое прессование

Важным фактором применения УВ является подбор матричного материала. Основным (базовым) связующим для разработки конструкционных УП с повышенной стабильностью свойств является термореактивное эпоксидное связующее дианового типа Основные критерии - относительно высокие прочность, удлинение, и низкая усадка, Сущес1венным недосшчком использование эпоксидных связующих недостаточная теплостойкость (150 0 С.)

Наличие некоторых специфических свойств (самоупрочнение при высоких температурах, изменение электропроводное ги по мере возрастания нагрузки, возможность получения супержестких до 100 т/мм2 волокон и т.д.) делают это> материал основным композиционным конструкционным материалом в аэрокосмической промышленности Для изготовления воздухозаборника, исходя из специфики изделия и технологии косослойной продольно-поперечной намотки используется углеродное волокно Т-700 (Япония) В качестве матричного материала принято эпоксидное связующие на базе смолы DOW CEMICaL-DOWDer 330 (IS03673). Смола dow-der330 (IS03673) является полуфабрикатом.

Углепластик па основе этого связующего характеризуется более высокой теплостойкостью (сохранение прочности при 150°С составляет 72-78% исходной).

Связующее на базе с молы DOW-DER330 (IS03673) предназначено для изготовления композиционных материалов методом «мокрой» намотки и представляет собой продукт совмещения эпоксидно-диаиовой смолы DOW-DER330 (IS03673) с отвердителем DOW-XZ87744.00 и ускорителем AirProduct-ANCAMINEK54.

В табл.3. Указаны некоторые свойства связующего па базе смолы DOW-DER330(IS03673). Связующие не взрывоопасно, не горит при внесении в источник огня

Температура вспышки - 170-200 С. Температура воспламенения - 200-230 С Температура самовоспламенения - 300-335 С Температура разложения более 200 С

Таблица 3

Технологические и физико-механические свойства связующего ЦО\У-ОЕ1Ш0(18О3673)

Марка связующего

Технологические свойства связующего

эпоксиполимера

Свойства

Температура перерабо!ки,С

Жизнеспособность, сутки

10-15

Прочность при Растяжении, МП а

Относительно« удлинение

ООУ/-ОЕК 330 (1803673)

25-40

55-65

1,5-2,8

Возможность получения композита методом «мокрой» намотки с высоким коэффициентом армирования определяется в значительной степени технологическими свойствами связующего' наименьшей температурой переработки, при которой обеспечивается оптимальная для условия пропитки вязкость (250-400 спз.), и жизнестойкостью при комнатной температуре.

1 В результате проведенного анализа установлено, что ввиду сложной формы поверхности изделия, пространственной кривизны его оси и анизотропной структуры оболочки из композиционных материалов, непосредственное применение существующих методик расчета не представляется возможным. В связи, с чем проведена доработка методики расчета прочности и жесткости с целью учета указанных особенностей разрабатываемой конструкции включающей: постановку и решение задачи о напряженно-деформированном состоянии конструкции методом конечных элементов.

разработку математической модели конечного элемента анизотропной оболочки двойной кривизны.

разработку алгоритма и программу расчета прочности и жесткости конструкции

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

2. Разработанная модель конечного элемента тонкой оболочки может бьггь

использована для линейных статических расчетов оболочек из КМ с любым типом анизотропного материала при произвольном сочетании нагрузок Разработанные математические модели итерированы в созданный ранее пакет прикладных конечно-элементных программ «Параметр-5.09» В результате проведенных расчетов установлено: схема армирования оболочки нредставляе1 собой чередование продочьных и поперечных слоев углепластика на основе волокна «Торсйка» в соотношении 1 ■ 1

достаточная прочность конструкции воздухозаборника изготовленного методом косослойной продольно-поперечной намотки обеспечивается при толщине оболочки 6-8 мм. При этом в зоне четырехугольных сечений конструкции возможны большие прогибы оболочки, для устранения которых может потребоваться ее местное усиление.

4, Выбрана и обоснована принципиальная конструктивно-силовая схема реализации стыка воздухозаборника с входным диффузором двигателя, разработана методика проектирования фланцевого стыка.

5 Выбран и разработан метод намотки, обеспечивающий требуемую конструктивную прочность изделия, принципиальная схема и меюд изготовления изделия в целом, включающий разработку конструкции и технологии комбинированной оправки из металлических разборных и разрушаемых песчано-полимерных элементов, и создание специального намоточного станка для реализации выбранного метода намотки.

6. Разработаны технологические процессы: изготовление элементов оправки

сборка оправки из металлических и песчанно-полимерных элементов удаление оправки из отвержденного изделия

7. Выбран исходный материал для изготовления корпуса воздухозаборника, определенны технологические режимы формования изделия.

8. Проведенные исследования показали принципиальную возможность практической реализации конструкции воздухозаборника сложной прстранственной формы из композиционных полимерных материалов с использованием предлагаемой технологии и разработанных конструкций оборудования и оснастки

Основное содержание диссертации опубликовано в следующих работах:

1 Лебедев ДВ,В оробей ВВ. Разработка сложнопрофильных конструкций типа воздухозаборника самолета изготовленных методом намотки.-Материалы XI международного симпозиума «динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред» МАИ,2005

2. Лебедев Д.В.,Т а р а с к> к В.И. Расчет технологических параметров косослойной продольно-поперечной намотки-Материалы XI международного симпозиума «динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред»:МАИ,2005,

3. Лебедев Д В.,В оробей В.В.,Л о г и н о в В Е., Конструктивно-технологические параметры усилений в зоне отверстий в корпусах с локальными вырезами -Материалы X международного симпозиума «динамичекие и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред» МАИ,2004.

4. .Лебедев Д.В.,В оробей В.В.,Л о г и н о в В.Е., Конструктивно-технологические схемы намотки соединительных отсеков корпусов двигателей.-Материалы X международного симпозиума «динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред»:МАИ,2004.

Подписано в печать 12.12.2005. Сдано в производство 14 12.2005. Формат бумаги 60Х90/16.Усл.печ.я.1,0. Тираж ЮО.Заказ №

© Издательство: ГАСИС, Москва, ул .Трифоновская,57.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. РАЗРАБОТКА ОБЩЕЙ КОНЦЕПЦИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ

КОНСТРУКЦИИ.

1.1. Общая характеристика конструкции объекта.

1.2. Анализ существующих методов намотки.

1.2.1 .Технологические способы намотки.

1.2.2. Технологические схемы намотки.

1.3. Содержание исследований и метод, предлагаемый для изготовления изделия.

1.3.1. Структура и последовательность исследований в обоснование метода изготовления.

1.3.2. Метод намотки, предлагаемый для изготовления воздухозаборника.

1.3.3. Принципиальная схема изготовления конструкции.

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ И РАСЧЁТ НАПРЯЖЁННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ, ПРОЧНОСТИ И ЖЕСТКОСТИ КОНСТРУКЦИИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА.

2.1. Постановка задачи расчёта напряжённо-деформированного состояния рассматриваемой конструкции.

2.2. Математическая модель элемента анизотропной оболочки двойной кривизны.

2.3. Примеры расчёта напряжённо-деформированного состояния оболочки двойной кривизны.

2.4. Общий алгоритм конечно-элементного расчёта.

2.5. Программная реализация алгоритма метода конечных элементов.

ГЛАВА 3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА.

3.1. Исходные данные для расчёта конструкции.

3.2. Проведение и анализ результатов расчёта, выводы.

3.3. Расчёт и проектирование узла стыка с входным диффузором двигателя.

ГЛАВА 4. РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ПРОЦЕССА

ИЗГОТОВЛЕНИЯ ВОХДУХОЗАБОРНИКА.

4.1. Конструкция технологической оправки для изготовления воздухозаборника.

4.2. Технология изготовления и сборки элементов оправки.

4.2.1. Технология изготовления тюбингов.

4.2.2. Технология сборки оправки.

4.3. Процесс удаления оправки из отвержденного изделия.

4.4. Конструктивно-технологические особенности намоточного оборудования.

4.5. Расчёт технологических параметров косослойной продольно-поперечной намотки.

4.6. Выбор и разработка связующего для намотки.

ВЫВОДЫ ПО ДИССЕРТАЦИИ.

Среди наиболее важных требований, предъявляемых к конструкциям современных летательных аппаратов (JIA), можно назвать: минимальный вес, максимальную жесткость и прочность узлов, максимальный ресурс работы конструкций в условиях эксплуатации, высокую надёжность. В значительной мере перечисленные требования к конструкции обеспечиваются выбором материала и совершенством технологии изготовления конструкции из данного материала.

Главным классом материала, удовлетворяющим всему комплексу перечисленных требований, являются композиционные материалы (КМ) на основе современных углеродных, борных, органических и стеклянных волокон в сочетании с полимерными, металлическими, углеродными, керамическими и другими видами матриц.

При изготовлении конструкций из композиционного материала совершенство технологии определяется выбором оптимальных параметров технологического процесса, техническим уровнем используемого оборудования и оснастки, наличием надёжных методов неразрушаю ще го контроля композиционных конструкций и полуфабрикатов для их производства. В настоящее время технология производства элементов JIA из КМ развивается опережающими темпами практически во всех промышленно развитых странах. Надёжность любой конструкции определяется правильным выбором проектных данных и стабильностью технологических параметров в процессе изготовления, достаточностью контрольных операций и возможностью ремонта в процессе контроля изделий. Конструкции из КМ, которые нашли широкое применение в аэрокосмической технике в общем машиностроении, поставили перед разработчиками современных технологий многочисленные проблемы, связанные с сокращением производственно-экономических потерь в процессе их изготовления и эксплуатации. Особенностью композиционных материалов является, как известно то, что они не являются материалом в классическом смысле этого слова, таким как, например металлы, а являются фактически конструкцией, создаваемой в процессе изготовления изделия. При этом композиты, изготавливаемые из одного и того же наполнителя (волокна) и связующего по одинаковой технологии, могут иметь различные физико-механические характеристики, которые могут изменяться в широком диапазоне за счёт выбора числа направлений армирования и объёмных долей волокна в каждом направлении армирования.

Важнейшее достоинство композитов - возможность создавать из них элементы конструкций с заранее заданными свойствами, наиболее полно отвечающими характеру и условиям работы. Многообразие волокон и матричных материалов, возможных схем армирования, используемых при создании композитов, позволяет направленно регулировать прочность, жесткость, уровень рабочих температур и другие свойства путём подбора состава, соотношения компонентов и макроструктуры компонента.

При изготовлении композиционных материалов и конструкций из них важнейшее место занимают процессы формирования силовой основы - каркаса композита, структура которого определяется направлением действия главных напряжений для каждой конкретной конструкции и типом применяемого материала.

В современных конструкциях используются каркасы, образованные из слоев, армированных параллельными непрерывными волокиами, с хаотическим и пространственным армированием. Широко используются композиты, где структура каркаса образована пространственным плетением нитей и жгутов, и композиты со стержневым армированием (свойства их определяются свойствами стержней, изготовленных из прямолинейных нитей и жгутов). Например, волокнистое армирование позволяет использовать принципиально новые методы проектирования и изготовления изделий, основанные на том, что материал и изделие создаются одновременно в рамках одного и того же технологического процесса.

В результате совмещения армирующих элементов и матрицы образуется новый комплекс свойств композита, в том числе и свойства, которыми изолированные компоненты не обладают. Появление ряда новых свойств, связано с гетерогенной структурой, обуславливающей наличием раздела между волокнами и матрицей, в частности, наличие границы раздела между армирующими элементами и матрицей существенно повышает трещиностойкость композита. Высокое сопротивление развитию разрушающих трещин в волокнистых материалах обусловлено их работоспособностью при значительных накопленных повреждениях.

Получение конструкции методом намотки явилось в 60-х годах подлинным прогрессом в технологии производства изделий из полимерных КМ. Это закономерно, поскольку метод намотки позволил получить высокопрочные материалы в конструкциях аэрокосмической и ракетной техники и заключал в себе огромные возможности совершенствования, многие из которых сегодня реализованы.

Намотка - технологический процесс, при котором непрерывный армирующий наполнитель в виде нитей, лент, жгутов, тканей, плёнок пропитывается полимером связующим, подаётся на оправку, имеющую конфигурацию внутренней поверхности изделия, и укладывается на ее поверхность в заданном направлении. После получения необходимой схемы армирования, заданной толщины и структуры материала производится отверждение изделия тем или иным способом и удаление оправки. Иногда оправка может быть элементом наматываемой конструкции, например, герметизирующей оболочкой.

Методом намотки изготавливаются изделия, имеющие форму тел вращения: баллоны давления, баки, корпуса ракетных двигателей, головные части, отсеки ракет, транспортно-пусковые контейнеры, корпуса подводных аппаратов, стволы орудий и корпуса снарядов, жидко наливные цистерны, трубопроводные магистрали, коробчатые шпангоуты, воздухозаборники самолётов, лопасти винтов вертолётов, различные профили, пространственно изогнутые трубы и т.д.

Основным элементом перечисленных конструкций является силовая оболочка. Структура материала оболочки создаётся в результате намотки п-го количества слоёв, которые образуют узор намотки или схему армирования оболочки.

Технология изготовления изделий из КМ методом намотки имеет ряд преимуществ по сравнению с другими известными методами переработки композитов в изделиях. Важнейшим из этих преимуществ является, во-первых, возможность наиболее полной реализации в изделиях высокой прочности на растяжение волокон, составляющих намоточный материал, а во-вторых, возможность обеспечения высокой степени автоматизации подобного процесса, изготовления изделий на станках с программным управлением.

Наиболее эффективна укладка волокон и нитей в направлении действий главных напряжений, появляющихся в материале, вследствие действий силовых нагрузок, а также, если эти волокна одинаково натянуты и прочно скреплены между собой. Одинаково натянутыми волокна оказываются лишь при намотке нитей на тела, имеющие выпуклую поверхность типа цилиндра, сферы, овалоида, изотензоида, тора и других им подобных, называемых телами вращения. Поэтому технология намотки изделий композиционными материалами и является наиболее применимой для этого класса изделий.

С развитием и совершенствованием современной аэрокосмической техники всё более актуальным становится вопрос о возможности и использования высокопроизводительного метода намотки для изготовления сложно-профильных элементов конструкций, в том числе элементов с изогнутой пространственной осью. С многочисленными конструкциями такого типа мы встречаемся в современных сверхзвуковых самолётах и ракетно-космической технике. Однако в настоящее время в мировой практике нет опыта намотки таких конструкций, поскольку разработке технологических процессов их изготовления должны предшествовать в каждом конкретном случае разработка общей концепции создание конструкции, методов расчёта и проектирования, специального технологического оборудования для намотки с учётом всего многолетнего предшествующего опыта.

Настоящая работа посвящается проектированию и разработке технологического процесса намотки сложно-профильных конструкций типа воздухозаборника современного сверхзвукового самолёта.

В предлагаемой диссертации представлена общая концепция изготовления конструкций такого типа, разработаны методики расчёта напряжённо деформированного состояния, прочности, жесткости, методы проектирования конструкции, технологические процессы изготовления.

Выводы по диссертации.

1. |В результате проведенного анализа установлено, что ввиду сложной формы поверхности изделия, пространственной кривизны его оси и анизотропной структуры оболочки из композиционных материалов, непосредственное применение существующих методик расчета не представляется возможным. В связи с чем, проведена доработка методики расчета прочности и жесткости с целью учета указанных особенностей разрабатываемой конструкции включающей: постановку и решение задачи о напряженно-деформированном состоянии конструкции методом конечных элементов. разработку математической модели конечного элемента анизотропной оболочки двойной кривизны, разработку алгоритма и программу расчета прочности и жесткости конструкции.

2. Разработанная модель конечного элемента тонкой оболочки может быть использована для линейных статических расчетов оболочек из КМ с любым типом анизотропного материала при произвольном сочетании нагрузок. Разработанные математические модели интегрированы в созданный ранее пакет прикладных конечно-элементных программ «Параметр-5.09».

3. В результате проведенных расчетов установлено: схема армирования оболочки представляет собой чередование продольных и поперечных слоев углепластика на основе волокна «Торейка» в соотношении 1:1. достаточная прочность конструкции воздухозаборника изготовленного методом косослойной продольно-поперечной намотки обеспечивается при толщине оболочки 6-8 мм. При этом в зоне четырехугольных сечений конструкции возможны большие прогибы оболочки, для устранения которых может потребоваться ее местное усиление.

-904. Выбрана и обоснована принципиальная конструктивно-силовая схема реализации стыка воздухозаборника с входным диффузором двигателя, разработана методика проектирования фланцевого стыка.

5. Выбран и разработан метод намотки, обеспечивающий требуемую конструктивную прочность изделия, принципиальная схема и метод изготовления изделия в целом, включающий разработку конструкции и технологии комбинированной оправки из металлических разборных и разрушаемых песчано-полимерных элементов, и создание специального намоточного станка для реализации выбранного метода намотки.

6. Разработаны технологические процессы: изготовление элементов оправки сборка оправки из металлических и песчанно-полимерных элементов удаление оправки из отвержденного изделия

7. Выбран исходный материал для изготовления корпуса воздухозаборника, определены технологические режимы формования изделия.

8. Проведенные исследования показали принципиальную возможность практической реализации конструкции воздухозаборника сложной прстрапственной формы из композиционных полимерных материалов с использованием предлагаемой технологии и разработанных конструкций оборудования и оснастки.

1. А л ф у т о в Н.А.,3 и и о в ь е в П.А.,П о п о в Б.Г. Расчет многослойных пластин и оболочек из композиционных материалов.-М: Машиностроение, 1984.

2. Амбарцумян С. А. Общая теория анизотропных оболочек. М.: Наука, 1974.

3. Адаме п ко А.А. Современные методы радиационной дефектоскопии. Киев: Наукова думка, 1984.

4. Артюхин Ю.П. Напряжения в клеевых пластинах // Исследования по теории пластин и оболочек.-Изд-во КГУ, 1973. Вып.10.

5. Артюхин Ю.П. Модифицированная теория Голанда

6. Рейспера склеенных пластин // Исследования по теории пластин и оболочек.-Изд-во КГУ, 1975. Вып. II.

7. Б у ш у е в Ю.Г. .Персии М.И., Соколов В. А. Углерод-углеродные композиционные материалы. М.: Наука, 1994.

8. Баничук Н.В., К о б е л е в В.В., Р и к а р д с Р.Б. Оптимизация элементов конструкций из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1988.

9. Болотин В.В., Новичков Ю.Н. Механика многослойных конструкций. М.: Машиностроение, 1980.

10. Буланов И.М., Воробей ВВ. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композитных материалов:М:Издательство МГТУ имени Н.Э. Баумана, 1998.

11. В а с и л ь е в .В. Механика конструкций из композиционных материалов.-М:1. Машиностроение, 1988.

12. В а и и п .А. Микромехапика композиционных материалов. Киев: Наукова думка, 1985.

13. Вайнберг Э.И. Контроль изделий из композиционных материалов методом рентгеновской вычислительной томографии /Дефектоскопия, 1984.

14. Воробей В.В., Маркин В.Б.Основы технологии и проектирование корпусов ракетных двигателей.Новосибирск:11аука,2003.

15. Воробей В.В.,М о р о з о в Е. В.,Т атар ников О.В. Расчет термонапряжепных конструкций из композиционных материалов.-М:Машипостроение,1992.

16. В о р о б е й В.В.,С ироткин О.С.Соединепия конструкций из композитных материалов.-Л:Машипостроение,1985.

17. Воробей В.В., Б о т я ш и н В.Н. Проектирование технологических процессов изготовления деталей и узлов двигателей ЛА из композициоиных материалов.-М:Издательство МАИ,1992.

18. В о р о б е й В.В., В о й т к о в Н.И.Некоторые прикладные задачи механики размерностабильных конструкций из композитов//Механика композиционных материалов. 1990.№2

19. В о р о б е й В.В., В о й т к о в Н.И. Проектирование крупногаборитпой фермепио-вантовой конструкции из композитов//Известия АН Армянской ССР,1989.№4.

20. В о р о б е й В.В., В о й т к о в Н.И. Проектированиеэлементом конструкции из композиционных материалов с учетом технологических факторов // Производственно-технический опыт. 1984. №6

21. В о р о б е й В.В.,С т р а х о в В.Л., Логинов BE. Расчет и проектирование корпуса твердотопливного двигателя,изготавляемого методом намотки.// МАИ 2003.

22. В о р о б е й В.В. Новейшие технологии двигателестроении // Вестник МАИ 1993 №1.

23. В о р о б е й В.В. Проблемы ракетостроения и конверсия,новейшие материалы и технологии // Труды 1-го российско-американского семинара по ракетным двигателям.Москва, 1992.

24. Григоренко JI.M., Василенко А.Т. Методы расчета оболочек в ИХТ.Теория оболочек переменной жесткости.-Киев: Наукова думка, 1981.

25. Г р и г о р е и к о JI.M. Изотропные и анизотропные слоистые оболочки вращения переменной жесткости.- Киев: Наукова думка, 1973.

26. Г р и г о р е н к о JI.M., Крюков Н.Н. Численное решение задач статистики гибких слоистых оболочек с переменными параметрами.-.- Киев: Наукова думка, 1988.

27. Д а в и д с о и Г. И. Автоматизация процесса намотки изделий из композиционных материалов.Автореферат.Москва: МИХМ, 1992.

28. Елпатьевский А. Н., .Васильев В.В. Прочность цилиндрических оболочек из армированных материалов. -М.: Машиностроение, 1972.

29. К а р п иное Д.М., Тучинский Л.И. , В и ш и яков JI . Р . Новые композиционные материалы.-Киев:Вища школа, 1977.29. .Композиционные материалы: Справочник / Под общей редакцией В. Васильева, Ю, Тариопольского. -М.: Машиностроение, 1990

30. Композиционные материалы: Пер. с английского в 8 т./Под общей редакцией Л.Братмана,Р.Крока.Т.2.Механика композиционных материалов.-М.:Мир,1978.

31. Композиционные материалы: Пер. с английского в 8 т./Под общей редакцией Л.Братмана,Р.Крока.Т.З.Применение композиционных материалов в технике.-М.:Мир,1978.

32. Композиционные материалы: Пер. с английского в 8 т./Под общей редакцией Л.Братмана,Р.Крока.Т.7.Анализ и проектирование конструкций.-М.:Мир,1978.

33. К о р о л е в В.И. Слоистые анизотропные пластинки и оболочки из армированных пластмасс.-М.'.Машиностроение,1965.

34. Кравчук Л.С., Майборода В.П.,У р ж у мц е в Ю.С. Механика полимерных композиционных материалов. М.: Наука, 1985.

35. К р и с т е и с е н Р. Введение в механику композитов.-М.:Мир,1982.

36. К а л и н и ч е в В.А., М а к а р о в М. С. Намоточные стеклопластики.-М.:Химия,1986.

37. Л е б е д е в Д.В.,В оробей В.В. Разработка сложнопрофильных конструкций типа воздухозаборника самолета изготовленных методом намотки.-Материалы XI международного симпозиума «динамические и технологические проблемы

38. Лебедев Д.В., Тарасюк В. И.Расчет технологических параметров косослойной намотки.-Материалы XI международного симпозиума «динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред»:МАИ,2005.

39. J1 е х и и ц к и й С.Г. Теория упругости анизотропного тела. М.: Наука, 1977.

40. Малмей стер А.К., Т а м у ж В.П., Тетере Г.А. Сопротивление полимерных композит п ыхматериалов.Рига:Зи пат ii е, 1980.

41. Наполнители для полимерных композиционных материалов. Справочное пособие / Под ред. С.Г. Ксизи, О.В. Милевски. М.: Химия, 1981

42. Немировск ий Ю.В.,Р езников Б.С. Прчпость элементов конструкций из композиционных материалов.-Новосибирск:Наука,1986.

43. Образцов И.Ф., Васильев В.В., Б у н а к о в В.А. Оптимальное армирование оболочек вращения из композиционных материалов.-М:Машииостроение,1977.

44. П и к у л ь В.В. Прикладная механика деформируемого твердого тела.-М.:11аука,1989.

45. Р и к а р д с Р.Б. Метод конечных элементов в теории оболочек и пластии.-Рига:3инатне,1988.

46. Р о с а т о Д.В.,Г р о в е К.С. Намотка стеклонитпо.-М.:Мап1иностроепие,1969.

47. Р ж а п и ц ы п А.Р.Составпые стержни и пластипы.-М:Стройиздат,1986.

48. Секулович М. Метод конечных элемеитов.М:Стройиздат,1993.

49. С и р о т к и ii О.С., М у с л и ч е п к о JT. П. Тенденции развития технологии машиностроепия.-М.: НИАТ,1989.

50. С т е п а п о в А.А. Влияние механической обработки на прочность изделий из стеклопластиков/Пластические массы. 1981.№6.

51. С т е п а п о в А.А. Обработка резаньем высокопрочных композиционных полимерных материалов.-Л:Машиностроепие,1987.

52. С м ы с л о в В.И., Цыплаков О.Г. Технологические основы и опыт создания элементов ракет из композиционных материалов.-Санкт-Петербург:НТЦ «Информатика»,1993.

53. С и м а м у р а С. Углеродные волокпа.-М.: Мир,1987.

54. Справочник по композиционным материалам. Перевод с английского в 2 кн./Под ред.Дж .Любина.-М.:Мап1иностроение, 1988.

55. Тариопольский Ю.М., Жигу и И.Г., Поляков В.А.Прстранствеппо-армироваиные композиционные материалы:Справочиик.-М:Ма1пиностроение,1987.

56. Т и хомиров Р.А., Николаев В.И. Механическая обработка пластмасс.-Л Машиностроение, 1975.

57. Ч е р и е п к о Л.С. Численное решение методом конечных элементов некоторых задач теории пластин и оболочек.Киев,Институт кибернетики имени В.М.Глушкова АН Украина, 1991.

58. Ф и т ц е р Э. Углеродные волокна и углекомпозиты.-М.: Мир,1988.

59. Ц ы п л а к о в О.Г. Научные основы технологии композиционно-волокнистых материалов.В 2ч.-М,:Химия,1974.

60. Foore st М.А. Marsh H.The effect of pressure on the carbonisation of pitch / carbon febre composites J.of Mater .sci 1983.V .18.№ 5.

61. Baets J.G. Advanced carbon-carbon for solid rocret nozzles // AIAA Pap. 1974.№1057.

62. Bauer D.W.,Kotlensry W.V. Relationship between structur and strength for CVD carbon intiltratted substrates||SAMPE Quat.l973.V.4.

63. BIevins H.R.,Bedard RJ.NozzIt designs with pitch precursor abiativts//AIAA Pap. 1976.№692.

64. Bradshow W.G.,Vidor A.E. Fibermatrix interactions in uniderectional carbon-carbon composites//Amer. Ceram.Soc.BuI1.1978.V.57.№2.

65. BrasselI G.W.,Harak J.A.,Butler B.L.Effects of porosity on strength of carbon-carbon composites//J.Compos.Mater.l975.V.9.

66. Brawn R.T.,NachIas J.A.Structural optimization of laminated conical shelIs//AIAA Journal. V.23 .№5 .May,1985.

67. Butler B.L.,Northrop D.A.,Guess T.R.Interfaces in carbon fibrpyrolitic carbon matrix composites//.!. Adhesion. 1973. V.5.№2.

68. Choury J.J.Carbon-carbon materials for nozzles of solid propellant rocret motors//AIAA Pap.l976№609.

69. Concorde brakes by dunlop are carbon-carbon composites//Aircraft Engn.l976.V.48.№9.

70. Davis И.О. Material and process effects on carbon-carbon composites//AIAA Pap. 1974.№1058.

71. Dongny PJ. Demonstratioy of the feasibility of an allposite space motor//AlA Papl983.№l 185.

72. DongnyP.J.,Ellis R.A. An advanced nozzle for space motor//AlAA Pop.l980.№1300.

73. Ellis R.A., Hammond R.N., Dongny P.J. Advanced space motor demonstration//AIAA Pap.l980.№1270.

74. FitzerE., KehrD. Carbon, carbide and silicide coatings//Thin solid Films. 1976.V.39.№l-3.

75. FitzerE., Terwiesch B. Carbon-carbon composites unidirectinally reinforced with carbon and grafliite fibers//Carbon. 1972.V.4.№3.

76. Guess T.R., Bert C.W.Material desing consepts for filament wound graphite-graphit heats hields//J.Spacecraft.l972.V.9.№3.

77. Knappe W.,Schneider W.Bruchkriterien bur unidirektionalen Glasfaser/Kunststofte unter ebener Kurzzpit-und langzeit-Beanspruchung/Kunststoffe.l972.Bd.62.H.12.S.864.

78. Kotlensky W.V.,Flock T.G.,Rogtrs D.M.e.a.A rewiew of advanced matherials for MX-booster nozzles.Part.II-III//SAMPE Quart. July 1977.T.8.№4.

79. Kotlensky W.V.Mechanical properties and applications for CVD carbon infiltrated substrates//

80. SAMPE Quart. 1973 .V. 19.№ 1.