автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Расчетно-экспериментальный анализ прочностных характеристик композиционных материалов несущей системы вертолета при изменении температурных условий

На правах рукописи

БОЧКАРЕВА АЛИСА БОРИСОВНА

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ

ПРОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ НЕСУЩЕЙ СИСТЕМЫ ВЕРТОЛЕТА ПРИ ИЗМЕНЕНИИ ТЕМПЕРАТУРНЫХ УСЛОВИЙ

Специальность 05.07.03 - прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Казань 2009

003474048

Работа выполнена в государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Михайлов Сергей Анатольевич

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Митряйкин Виктор Иванович;

Защита состоится 3 июля 2009 г. в 14 часов на заседании диссертационного совета Д 212.079.05 при Казанском государственном техническом университете им. А.Н. Туполева по адресу: ул. К.Маркса, д. 10, г. Казань-111, 420111 (факс: {843) 236-60-32; тел.: {843)238-41-10; e-mail: kai(a>.btu-kai.ru. сайт: http://www.kai.ru).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева

Автореферат разослан 2 июня 2009 г.

кандидат технических наук, старший научный сотрудник Бирюк Виктор Илларионович

Ведущая организация: ОАО Казанский вертолетный завод

Ученый секретарь диссертационного совета

Снигирев В.Ф.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. В последнее время большой интерес проявляется к упрощенной конструкции втулки несущего винта (НВ) вертолета, в которой шарниры заменяются упругими элементами - торсионами. Такое усовершенствование направлено на повышение ресурса и снижение массы втулки, а также значительное уменьшение эксплуатационных расходов, при некотором удорожании производственного процесса.

Существует несколько вариантов конструкции упругих элементов. Конструктивно они зависят от того, как разработчик справляется с решением всех функциональных задач, выполняемых такой втулкой. Это разделение колебаний лопастей винта в плоскостях взмаха, вращения и кручения; частотную отстройку колебаний лопастей; обеспечение необходимого ресурса по условиям усталостной прочности. Выполнение этих условий накладывает определенные требования не только к конструкции упругого элемента, но и материалов, используемых в ней.

В настоящее время все более активно применяются различные типы полимерных композитных материалов (ПКМ). Они получили широкое распространение при проектировании конструкций, работающих в экстремальных условиях с жесткими весовыми ограничениями и повышенными требованиями к надежности. Это возможно благодаря исключительному сочетанию конструкционных и специальных свойств ПКМ.

Одним из главных преимуществ ПКМ перед традиционными изотропными и однородными материалами является возможность формирования их внутренней структуры и закономерностей распределения свойств в конструкции по усмотрению разработчика. При этом формирование материала и детали происходит одновременно. Особенностью композитных материалов является то, что из них могут быть созданы элементы изделий с заранее заданными физико-механическими свойствами (ФМС), наиболее полно отвечающими характеру и условиям работы детали и конструкции.

Проектирование ПКМ с необходимыми комплексами свойств базируется на соблюдении условий принципиального характера. Основополагающим принципом является представление о композитах как о сочетании компонентов, обеспечивающем новые качества, не присущие каждому из компонентов (матрице или армирующему волокну) отдельно. Это обусловливает фундаментальный принцип - разработку состава и структуры ПКМ в функциональной зависимости от их назначения, т.е. от факторов силового и внешнего воздействия на изделие.

Влияние факторов внешней среды таких как, влага, агрессивные среды, облучение и ультрафиолетовое излучение значимо только при долговременном воздействии, которое соизмеримо по времени с ресурсом самой конструкции. Наиболее существенным • фактором является температура, которая наиболее быстротечно и значимо изменяет ФМС ПКМ.

Цель работы. Проведение расчетно-экспериментальных исследований по оценке влияния температурных условий эксплуатации на ФМС ПКМ материалов, балансировочные характеристики вертолета и нагружение элементов несущей системы.

Научная новизна. В данной работе впервые получены результаты расчетно-экспериментальной оценки влияния температурных условий эксплуатации на ФМС ПКМ, применяемых конструкции несущей системы и оказывающих существенное влияние на управляемость, прочность и ресурсы агрегатов вертолета.

В диссертации на защиту выносятся следующие основные результаты:

1. Экспериментальные исследования влияния температурных условий эксплуатации на физико-механические свойства полимерных композитных материалов (ПКМ), изготавливаемых в условиях производства ОАО «Казанский вертолетный завод».

2. Расчетно-экспериментальное исследование влияния температуры на характеристики деформирования торсиона бесшарнирной втулки НВ вертолета «Ансат».

3. Расчетное исследование влияния температурного состояния торсиона на балансировочные характеристики вертолета и уровень нагружения несущей системы.

Практическая ценность.

1. Результаты исследований позволяют прогнозировать нагруженность и ресурс элементов несущей системы изготовленных из ПКМ при изменении температуры.

2. Знание фактических физико-механических и прочностных свойств ПКМ, полученных в условиях конкретного производителя, является важнейшей составной частью работ по обеспечению конструктивных свойств и прочности при проектировании и сертификации ответственных силовых агрегатов планера, несущей системы, взлетно-посадочных устройств ЛА.

Апробация работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались на всероссийской (с международным участием) молодежной научной конференции «XI Туполевские чтения» (Казань, КГТУ им. Туполева, 2003), на XVI всероссийской межвузовской научно - технической конференции (Казань, Михайловский военный артиллерийский университет, 2004), на всероссийской научно - практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование» (Казань, КГТУ им. А.Н. Туполева, 2004), на всероссийском семинаре, посвященном восьмидесятилетию Скимеля Виктора Николаевича (Казань, КГТУ им. А.Н. Туполева, 2005), на XVIII всероссийской межвузовской научно-технической конференции (Казань, Казанское высшее артиллерийское командное училище (военный институт) им. Маршала артиллерии М.Н. Чистякова, 2006), на международной конференции «Новые рубежи авиационной науки» (в рамках Международного авиационно -космического салона МАКС - 2007, Москва, ЦАГИ, 2007).

Объем работы. Работа состоит из введения, трех глав, заключения, списка использованной литературы и содержит 121 страницу машинописного текста.

СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении показана актуальность данной работы, дается краткий обзор литературы, посвященной данной проблеме, и анализ исследований по оценке ФМС материалов из ПКМ при изменении климатических условий (воздушная среда, влажность, агрессивные среды, радиация и температура).

В первой главе выполнен анализ отечественных и зарубежных нормативных требований, выработанных для оценки физико-механических свойств ПКМ с учетом условий эксплуатации изделий. Описаны инструментальные средства и методики испытаний полимерных композиционных материалов в различных температурных условиях, а также особенности формирования образцов.

Показаны результаты анализа работ, выполненных рядом авторов, на предмет влияния температуры на физико-механические свойства составных частей ПКМ в области высоких ее значений (рис.1).

Рис. 1. Зависимость модуля упругости алюмоборосиликатного стекловолокна марки Е (1), смолы 5-211Б (2), резины (3) от температуры

Получено, что во всем рассмотренном диапазоне температур стеклонить работает упруго и не теряет механических характеристик вплоть до +600 °С (кривая 1). Смола постепенно уменьшает значение модуля упругости до температуры +150 °С и далее интенсивно теряет механическую прочность

(кривая 2). В зоне рабочих температур эксплуатации вертолета при переходе от -50 к +50 °С резина стремительно теряет прочность (кривая 3). Таким образом, можно сделать вывод о необходимости оценки прочностных характеристик ПКМ во всем диапазоне температур эксплуатации вертолета.

В основной части главы представлены результаты экспериментальных исследований, выполненных автором в Испытательной лаборатории прочности и надежности конструкций летательных аппаратов Казанского государственного технического университета им. А. Н. Туполева, по определению механических характеристик образцов ПКМ, изготавливаемых в условиях производства ОАО Казанский вертолетный завод при проектировании и испытаниях агрегатов вертолетов семейства «Ми» и «Ансат», в зависимости от климатических условий эксплуатации.

Таблица1

Модуль упругости ПКМ Т-25_

т,°с Е0, МПа £45, МПа Е90, МПа

-50 50312 18941 15907

23 15850 13940

50 13380 12500

Таблица 2

Модуль сдвига ПКМ Т-25 от температуры

и направления арми рования

Т,°С С„, С,,,, Мпа С45,Мпа

-50 6700 13100

23 5400 12782

50 " 3500 11500

ТаблицаЗ

Коэффициент Пуассона ПКМ Т-25 от температуры _ и направления армирования_

Т,°С Но И« И"90

-50 0,35 0,44 0,11

23 0,32 0,5 0,088

50 0,258 0,565 0,061

При нагружении ПКМ вдоль основы изменение температуры практически не оказало влияния на величину модуля упругости Е0 (табл. 1) Это обусловлено тем, что характеристики стекловолокна не зависят от температуры, а сами армирующие нити прямолинейны и поэтому размягчение смолы практически не оказывает никакого влияния. Повышение температуры при нагружении поперек основы приводит к снижению модулю упругости ,

так переплетающие нити стеклоткани непрямолинейны, а смола размягчилась.

;

При растяжении под углом 45° к направлению армирования и температуре Т=50°С происходит уменьшение £45 фактически до уровня Е90, что вероятно обусловлено уменьшением адгезионной прочности, определяющей прочность связи между обеими компонентами ПКМ на границе их раздела, что привело к нарушению целостности структуры армирования.

Изменение температуры оказывает существенное влияние на значения модуля сдвига (табл. 2) и коэффициента Пуассона (табл. 3) вне зависимости от направления армирования ПКМ.

Полученные результаты экспериментальных исследований говорят о необходимости оценки характеристик деформирования торсиона бесшарнирной втулки, являющегося основным нагруженным элементом конструкции.

Во второй главе представлены результаты расчетно-экспериментальных исследований изгиба и кручения образца, вырезанного из рабочей части торсиона несущего винта вертолета «Ансат». I Торсион состоит из трех основных участка: комлевого, рабочего и

концевого. Комлевый и концевой участки представляю собой массивные композитные конструкции' с объемной схемой деформирования и большим запасом прочности и жесткости. Рабочей частью конструкции торсиона 1 является упруго-деформируемый участок, состоящий из переклейки слоев ПКМ и резины. К нему предъявляются наиболее высокие требования по обеспечению ресурса.

Торсион обеспечивает восприятие центробежных растягивающих усилий, передачу на втулку сил и моментов, приходящих с лопасти. Передача управляющих усилий происходит через кожух торсиона жестко прикрепленного к комлевой части лопасти и шарнирно закрепленного в комлевой части торсиона (рис.2).

Рис. 2.Фрагмент втулки бесшарнирного несущего винта

Торсион НВ вертолета эксплуатируется в поле действия центробежных сил значительных по величине, и поэтому проведение полноценного эксперимента по оценке упругих свойств целого торсиона трудоемко и нецелесообразно. Поэтому в качестве образца выбран фрагмент конструкции -ручей (рис.3), вырезанный из рабочей зоны торсиона с небольшими зонами комлевого и концевого участков для закрепления в испытательный стенд (рис.4).

Рис.3. Выбор образца

Рис.4. Схема испытательной установки - а (7 - колонна; 2 - захват; 3 - образец; 4 - установочная база для системы измерений перемещений; 5 - груз; б - система измерения перемещений; 7 - теплоизолированный рукав), схема нагружения образца - б

При нагружении образца в плоскости взмаха выявилась явная тенденция уменьшений перемещений свободного конца торсиона при снижении температуры внешней среды. При этом угол наклона конца образца, со снижением температуры явно увеличивается (рис.5). Это говорит о том, что при значительном снижении деформаций сдвига, происходит незначительный рост изгибных деформаций, что обусловлено только перераспределением внутренних силовых усилий, так как механические характеристики ПКМ Т-25 с углом армирования 0° не изменяются в рассматриваемом диапазоне температур, а резина на изгиб практически не работает. Таким образом, при уменьшении температуры внешней среды от условий соответствующих МСА до значения -20 °С перемещения конца образца в плоскости взмаха снижаются на 32%, что достаточно значимо.

70

60 -

2 50 S

и м

s 40 -

К 30 -

20

10

i-v-

/

-60 -40 -20 0 20

Температура, °С

40

60

Рис.5. Перемещения точек Ц и L2 в плоскости взмаха

В плоскости вращения перемещения и угол наклона конца образца практически не зависят от температуры (рис.6). Это обусловлено тем, что слои резины расположенные параллельно рассматриваемой плоскости изгиба и практически не участвуют в восприятии нагрузки.

Таким образом, на основании расчетно-экспериментальных данных можно сделать вывод, что температурные условия значительно изменяют деформационные характеристики торсионной втулки несущего винта вертолета.

45

40

2 2

I 35 1>

В

<и

8, зо

о

с

25 20

• • 1 • »

( ^ Охг ■ 1; 1 • ч

■ г ■ ■ - ■ -

-60 -40 -20 0 20

Температура, °С

40

60

Рис.6. Перемещения точек X, и Ьг в плоскости вращения

Экспериментальные исследования были проведены на фрагменте конструкции. Поэтому для того чтобы оценить ФМС материалов, составляющих конструкцию, была сформирована конечно-элементная (КЭ) модель рабочей части торсиона аналогичная образцу на котором проводились эксперименты.

Проведено параметрическое исследование влияния модуля сдвига резины С?рп на перемещения конца образца в плоскости тяги. Полученные результаты

говорят о том, что от характеристик сдвига в первую очередь зависят перемещения, а угол наклона конца образца практически не изменяется. Такое разделение деформаций сдвига и изгиба позволяет значительно упростить алгоритм подбора ФМС. Модуль упругости стеклопластика Еп можно определить из условия равенства расчетного и экспериментального угла наклона конца фрагмента конструкции, а характеристики резины итерационно подбираются по перемещениям (табл.4).

Таблица 4

т°с £ст, Мпа Мпа

-50

-35 15.8

-20

-10 48400 8.89

23 1.5

35 1.08

50 0.758

В соответствии с данными предыдущих исследований (табл. 1) получено, что £ст армированием 0 0 не зависит от температуры. Модуль сдвига резины й с понижением температуры увеличился на порядок, а при -20 °С

произошло её стеклование. Так же следует отметить, что величина модуля упругости стеклопластика £ст, работающего в составе конструктивной композиции, уменьшился на 3.8%. Эта разница незначительная и входит в доверительный интервал значений.

Для решения задачи определения перемещений конца торсиона в зависимости от температуры была использована упрощенная КЭ модель (рис. 7), разработанная в ИАТТ КГТУ им. А.Н. Туполева и применявшаяся в работах по сопровождению проектирования вертолета «Ансат». Модель торсиона разработана в среде М81.ЫА8Т11АН и состоит из 3600 элементов, а её адекватность показана путем сравнения с экспериментальными и расчетными данными, полученными другой КЭ моделью.

Рис.7. Упрощенная КЭ модель торсиона

С использованием полученных ФМС (табл. 4) были проведены расчеты деформаций конечно-элементной модели торсиона в поле действия центробежных сил при различных температурах. В этом случае величины

перемещений у\ и угла наклона конца торсиона С,] в плоскости взмаха при изменении температуры в диапазоне от -50 до +50 °С и с погрешностью не превышающей 0.4 % можно выразить в виде:

1

0,923 +

10(1 + ехр(0,9-0,09Г)))'

0.9963+ -

25(1 + ехр(0.1Г)) /

В полученных зависимостях параметры ук и С,к соответствуют значениям, вычисленным при температуре +23 °С.

Полученные закономерности позволили также скорректировать матрицы податливости торсиона, используемые при решении задачи аэроупругого нагружения лопастей НВ

В отличие от классического шарнирного винта упругий торсион оказывает влияние также и на нагружение системы управления НВ. Поэтому было проведено экспериментальное исследование влияния температуры па деформацию кручения образца примененного при экспериментальных исследованиях изгиба.

Эксперименты по кручению показали, что замораживание образца до температур -20 °С и ниже приводит к уменьшению углов закручивания на порядок (рис. 8). Это вызвано стеклованием слоев резины. Используя инженерный прием, основанный на введении эффективной длины зоны со слоями резины, проведена оценка картины изменения крутильной жесткости торсиона по температуре, которая также изменилась на порядок (рис. 9).

12 --------

Х- "

■Х-

- -х

-60 -40 -20 0 20 40 60

Т°С

Рис. 8. Экспериментальная зависимость угла закручивания образца от температуры

-50 -40 -30 -20 -10 0 10 20 30 40 50 Т°С

Рис. 9. Приближенная зависимость жесткости торсиона на кручение от температуры

С другой стороны, конструктивно втулка несущего винта вертолета АНСАТ устроена так, что усилие, создаваемое бустерами системы управления для преодоления крутильной жесткости, передается через кожух на конец торсиона и далее замыкается реакцией в его комлевой части. Это позволяет решать задачи балансировки вертолета и аэроупругого расчета НВ, не учитывая жесткость торсиона на кручение, так как параметры управления винтом, такие как общий и циклический шаги, можно задать в комлевой части лопасти без учета автомата перекоса и его нагружения.

В третьей главе представлены результаты численного исследования влияния температурного состояния торсиона на балансировочные характеристики вертолета и уровень нагружения несущей системы.

Для проведения исследования использовалась математическая модель аэроупругого расчета НВ и пространственной балансировки одновинтового вертолета, в которой моделирование упругих деформаций лопасти в пространстве проведено на основе геометрически нелинейной теории пространственно-деформированных стержней крыльевого профиля. Аэродинамическая нагрузка на лопастях вычисляется на основе теории элемента лопасти с использованием круговой поляры профиля. Индуктивные скорости вычисляются по формулам импульсной теории, которые основаны на результатах классической вихревой теории. Более подробно эта модель представлена в диссертационной работе Гирфанова А.М.

Исследование влияния температурного состояния торсиона на балансировочные характеристики вертолета проведено при атмосферных

условиях соответствующих MCA. Состояние атмосферы принято неизменным, следовательно, аэродинамические силы и моменты, создаваемые планером, будут зависеть только от угла атаки вертолета, а на режиме горизонтального полета только угла тангажа. А величина угла тангажа в свою очередь определяется балансом продольных сил, то есть аэродинамических сил сопротивления планера и винтов. Поэтому ожидать какого-либо существенного изменения углов пространственной ориентации вертолета не следует. Это и показали результаты расчетов.

Результаты предыдущих исследований показали, что критической температурой является та, при которой происходит стеклование резины используемой в конструкции торсиона. Ее значение составляет Ткр=-20°С.

Приняв атмосферные условия соответствующими Тхр, была исследована

погрешность расчета уровня нагружения несущей системы в случае отказа от учета влияния температуры на характеристики деформирования торсиона.

Расчеты показывают (табл. 5), что в условиях низких температур отказ от учета влияния температуры на упругие свойства торсиона приводит к значительной погрешности вычислений, которая локализована в рабочей зоне торсиона. Погрешность расчета переменной составляющей изгибающих моментов, действующих в плоскости взмаха, составила 12,13%. Изменение постоянной составляющей нагружения за оборот (табл. 6) также локализовано в области рабочих зон торсиона и достигает 26,2%.

Ta6,<iutfa 5

Примечание mz, %

Центр масс вертолета -29,22 0,59

Центр втулки I IB 0 4,46

впср.%

Комель торсиона 2,17 12,13

Конец торсиона 20 10,30

28,85 4,79

46 0,06

Лопасть 64 0,27

76,52 0,43

100 0

Таблица 6

8Л0СТ,%

20 14.2

28.85 26.2

46 1.99

64 0.16

76.52 0.05

100 0

Таким образом, получено, что изменение температуры торсиона оказывает влияние лишь на нагружение комлевой части лопасти и в локальной зоне деформаций самого торсиона.

ВЫВОДЫ

1) Выполнен анализ отечественных и зарубежных нормативных требований, выработанных для оценки физико-механических свойств ПКМ с учетом условий эксплуатации изделий.

2) Разработаны методики проведения испытаний изделий сложной пространственной структуры из разномодульных материалов.

3) Проведены экспериментальные исследования влияния температурных условий эксплуатации на физико-механических свойств материалов и конструктивных композиций.

4) Получены закономерности изменения по температуре упругих ' свойств торсиона и скорректированы матрицы податливости торсиона, используемые при решении задачи аэроупругого нагружения лопастей HB.

5) Проведен численный анализ влияния ФМС в условиях низких температур на балансировочные характеристики и нагружение элементов несущей системы.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНО В СЛЕДУЮЩИХ РАБОТАХ:

В научных журналах, рекомендованных ВАК:

1. Бочкарева А.Б., Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Фалько A.C. Влияние климатических условий эксплуатации вертолета на физико-механические свойства композиционных материалов. - Изв. Вузов. Авиационная техника. 2007. №4.

2. Бочкарева А.Б., Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Фалько A.C. Зависимость нагружения несущей системы вертолета от температурных изменений свойств композиционных материалов. - Изв. Вузов. Авиационная техника. 2008. №1.

В других журналах и материалах научных конференций:

3. Бочкарева А.Б. Определение механических свойств композиционных материалов. Сборник тезисов Всероссийской (с международным участием) молодежной научной конференции «XI Туполевские чтения» Казань, КГТУ им. Туполева 2003.

4. Бочкарева А.Б., Денисов Ю.А., Михайлов С.А. Экспериментальное определение и идентификация параметров сдвиговой функции ползучести резиновых слоев торсиона при различных температурах. Сборник материалов XVI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции. Михайловский военный артиллерийский университет. Издательство «Отечество». Казань 2004.

5. Бастраков С.М., Бочкарева А.Б., Денисов Ю.А., Михайлов С.А. Экспериментальное определение параметров перехода резиновых слоев упругого элемента (торсиона) из упругого в высокоэластическое и вязкотекучее состояние при нагреве от -50°С до +50°С. Сборник тезисов Всероссийской научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование». Издательство КГТУ им. А.Н. Туполева. 2004.

6. Бочкарева А.Б., Денисов Ю.А., Дунай О. О., Сидоров И.Н. Разработка теоретико - экспериментальной методики расчета элементов композитных стержневых конструкций несущей системы вертолета с учетом из вязко -упругих свойств. Материалы всероссийского семинара, посвященного восьмидесятилетию Скимеля Виктора Николаевича. Издательство КГТУ им. А.Н. Туполева. 2005.

7. Бастраков С.М., Бочкарева А.Б., Денисов Ю.А., Дунай О.О., Михайлов С.А., Сидоров И.Н. Характеристики упругости и ползучести композиционных материалов в конструкции вертолетов. Сборник материалов XVIII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции. Казанское высшее артиллерийское командное училище (военный институт) им. Маршала артиллерии М.Н. Чистякова. Издательство «Отечество». 2006.

8. Бочкарева А.Б., Гирфанов A.M., Денисов Ю.А., Михайлов С.А. Оценка характеристик деформирования конструкции из композитных материалов при изменении температурных условий эксплуатации. Сборник тезисов Международной конференции «Новые рубежи авиационной науки». В рамках Международного авиационно-космического салона МАКС-2007. Издательская группа ЦАГИ. Москва. 2007.

Введение.

1 Экспериментальное исследование влияния температуры на физико-механические свойства полимерных композитных материалов.

1.1 Анализ отечественных и зарубежных нормативных требований для оценки физико-механических свойств ПКМ.

1.2 Инструментальные средства и методики испытаний полимерных композиционных материалов.

1.3 Конструктивные особенности образцов из полимерных композиционных материалов для различных видов испытаний.

1.4 Анализ экспериментальных исследований образцов из полимерных композиционных материалов при изменении температурных условий.

1.5 Итерационная методика уточнения экспериментальных данных с большим разбросом результатов.

2 Исследование влияния температуры на деформирование упругого элемента бесшарнирной втулки НВ.

2.1 Особенности моделирования бесшарнирной втулки вертолета АНСАТ.

2.2 Расчетно-экспериментальное исследование по оценке упругих свойств торсиона при его изгибе в двух плоскостях.

2.3 Корректировка матриц податливости торсиона.

2.4 Расчетно-экспериментальное исследование влияния температуры на кручение торсиона.

3 Исследование влияния температурного состояния торсиона на балансировочные характеристики вертолета и уровень нагружения несущей системы.

3.1 Основные характеристики математической модели балансировки вертолета.

3.2 Основные системы координат и принятые обозначения.

3.3 Исследование влияния температурного состояния торсиона на балансировочные характеристики вертолета.

3.4 Исследование влияния температурного состояния торсиона на нагружение лопасти НВ.

3.5 Исследование влияния температуры торсиона на его упруго-деформированное состояние.

3.6 Оценка погрешности вычисления уровня нагружения несущей системы при изменении температурных условий полета.

Заключение

1) Выполнен анализ отечественных и зарубежных нормативных требований, выработанных для оценки физико-механических свойств ПКМ с учетом условий эксплуатации изделий.

2) Разработаны методики проведения испытаний изделий сложной пространственной структуры из разномодульных материалов.

3) Проведены экспериментальные исследования влияния температурных условий эксплуатации на физико-механические свойства материалов и конструктивных композиций.

4) Получены закономерности изменения по температуре упругих свойств торсиона и скорректированы матрицы податливости торсиона, используемые при решении задачи аэроупругого нагружения лопастей НВ.

5) Проведен численный анализ влияния ФМС в условиях низких температур на балансировочные характеристики и нагружение элементов несущей системы.

Ill

1. The Resistance of Glass Fiber Reinforced Laminates to Weathering, SPE - Journal, 1957, v. 13, No. 11, 33 - 38.

2. Парфенов К. В., Романенков И. Г. Влияние температурно -влажностных и химических факторов на физико механические свойства стеклопластиков. В сб.: «Исследования конструкционных пластмасс и строительных конструкций на их основе». Госстройиздат, М., 1962.

3. Beyer W. Glasfaserverstärkte Kunststoffe. München, 1955.

4. Stevenson J. R., Evans V. Chemical engineering possibilities of glass reinforced plastics with special reference to polyester resins. Plastics Progress, 1955, v. 3,383 -397.

5. Пешехонов А. А. Физико механические свойства пластических масс. В сб.: «Пластические массы в машиностроении». Уральский фил. АН СССР, Свердловск, 1955.

6. Вандербург А. К. Пластические массы в электротехнической промышленности. Госэнергоиздат, М., 1957.

7. Reinhard К. G. Festigkeitspobleme bei Glasfaserverstärkten Plastwerkstoffen, Plaste und Kautschuk, 1959, B. 6, H. 5, 203 214.

8. Львов Б. С., Хацет В. E. Разработка и исследование химической стойкости стеклопластиков для химического машиностроения. «Научно -техн. информ. бюл. ВИИСЦ», 1957, №3.

9. Aitken S. D., Wells Н. Reinforced Plastics in Atomic Energy Installations, Second International Reinforced Plastics Conference. London, 1960.112

10. Савин В. Ф., Луговой А. Н., Волков Ю. П. Методика определения термомеханических характеристик полимерных композиционных материалов. Журнал «Заводская лаборатория. Диагностика материалов» № 6. 2003. Том 69.

11. Read W. J. The effect of heat on the mechanical properties of certain fabric filled laminates. Britisch Plastics, 1958, v.31, No. 10, 432 437.

12. Рабинович A. JL, Штарков M. Г., Дмитриева E. И. Методы определения и величины упругих постоянных стеклотекстолита при повышенной температуре. «Тр. Моск. физико-техн. ин-та. Исследования по механике и прикладной математике», 1958, вып.1.

13. Жуковский Н. Е. О полезном грузе, поднимаемом геликоптером. -Спб., Воздухоплаватель, 1904. № 2.

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

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

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

17. Шайдаков В. И. Методы расчета аэродинамических характеристик несущего винта вертолета на базе обобщенной дисковой вихревой теории. -Труды МАИ, 1977. Вып. 406.

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

19. Лисс А. Ю. Расчет деформации лопасти воздушного винта в полете. Изд. вузов. Авиационная техника, 1973. № 2. С 40^-5.

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

21. Гродко Л. Н. О колебаниях упругого несущего винта на кардановом подвесе. АН СССР, Механика твердого тела, 1967. С. 85 - 94.113

22. Бурцев Б. Н., Гендлин Г. Я., Селеменев С. В. Метод и примеры вычисления траектории и параметров полета на акробатических маневрах вертолета Ка-50. Труды IV форума Российского вертолетного общества. М., 2000. С. 45-49.

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

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

25. Павлов В. А., Михайлов С: А. Квазистатический расчет лопасти в геометрически нелинейной постановке. //Вопросы расчета прочности конструкций летательных аппаратов. Межвуз. сб. Казань: КАИ, 1979.-С. 118-124.

26. Павлов В. А., Михайлов С. А. Конечные перемещения нелинейно-деформированного стержня крыльевого профиля. //Вопросы конструкции и проектирования самолетов. Межвуз. сб. Ташкент: ТашПИ, 1981, вып.319. - С. 60-69.

27. Павлов В. А., Михайлов С. А. Об изгибно-крутильных колебаниях нагруженных стержней. //Вопросы расчета прочности конструкций летательных аппаратов. Межвуз. сб. Казань: КАИ, 1982. -С. 65-69.

28. Михайлов С. А. К теории расчета тонких стержней крыльевого профиля при больших упругих перемещениях. //Вопросы прочности тонкостенных авиационных конструкций. Сб. статей. Казань: КАИ, 1982-С. 104-108.114

29. Михайлов С. А. О численной реализации задачи нелинейных упругих колебаний лопастей воздушных винтов. Казань: 1983. - 9 С. -Рукопись деп. в ВИНИТИ, № 447-83.

30. Павлов В. А., Михайлов С. А. Теория движения лопастей несущего винта при больших перемещениях. //Изв. ВУЗов. Авиационная техника. 1986, № 1. - С. 39-42.

31. Павлов В. А., Михайлов С. А., Кухаренко И. М. Аэроупругость лопастей несущего винта при больших перемещениях. //Прочность конструкций летательных аппаратов. Сб. статей. Казань: КАИ, 1986.-С. 19-24.

32. Павлов В.А., Михайлов С. А., Михеев С. В., Соковиков Ю. Г., Якеменко Г. В. Динамика и прочность несущего винта. Казань: КАИ, 1986.-85 с.

33. Павлов В. А., Михайлов С. А., Николаев Е. И. Расчет характеристик махового движения лопастей несущего винта при нестационарном вращении в косом потоке. //Труды вторых научных чтений памяти, Б. Н. Юрьева. Сб. статей. -М.:, 1988. С. 81-86.

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

35. Братухин И. П. Проектирование и конструкция вертолетов. М.: Оборонгиз, 1955. - 360 с.

36. Володко А. М. Безопасность полетов вертолетов. М.: Транспорт, 1981.-223 с.115

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

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

39. Миль М. Л., Некрасов А. В., Браверман А. С., Гродко Л. Н., Лейканд М. А. Вертолеты. -М.: Машиностроение, 1976. Кн. 2. —424 с.

40. Михеев Р. А. Прочность вертолетов. М.: Машиностроение, 1984280 с.

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

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

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

44. Гессоу А. В., Мейерс Г. Е. Аэродинамика вертолета. М.: Оборониз, 1954.-256 с.- 48 Пейн П. Р. Динамика и аэродинамика вертолета. М.: Оборонгиз, 1963.-492 с.

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

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

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

48. Савинов В. И. Расчет напряженно-деформированного состояния композиционных стержневых конструкций несущей системы вертолета. Диссертация кандидата технических наук. Казань: КГТУ, 1999. - 139 с.116

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

50. Шувалов В.А. Разработка методики расчета напряженно -деформированного и предельного состояния многослойных композиционных торсионов бесшарнирных винтов. Диссертация кандидата технических наук. Казань: КАИ, 2002, - 149 с.

51. Шувалов В.А. Исследования напряженно-деформированного состояния торсиона бесшарнирного несущего винта вертолета в геометрически нелинейной постановке / Голованов А.И., Митряйкин В.И., Шувалов В.А. // Вестник МАИ, 2008, т. 15, № 5. С. 118-127.

52. Шувалов В.А. Расчет напряженно-деформированного состояния торсиона несущего винта вертолета / Голованов А.И., Митряйкин В.И., Шувалов В.А. // Изв. вузов. Авиационная техника, Казань, Изд-во КГТУ, 2009. № 1.

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

54. Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Николаев Е.И. Математическая модель балансировки вертолета с зависимой аэродинамикой. Изв.Вузов. Авиационная техника 1998. №4.

55. Гирфанов A.M. Исследование влияния характеристик упругого бесшарнирного несущего винта на летно-технические характеристики вертолета. Тезисы докладов 4 Всероссийских Туполевских чтений. Казань, КГТУ им. Туполева 1996.

56. Гирфанов A.M., Николаев Е.И. Исследование влияния жесткости торсиона на балансировочные характеристики вертолета. Труды III Республиканской конференция молодых ученых и специалистов. Казань -1996.

57. Гирфанов A.M., Николаев Е.И. Исследование влияния упругости торсиона на мощность, потребляемую бесшарнирным несущим винтом. Тезисы докладов II Республиканская научная конференция молодых ученых и специалистов. Казань 1996.

58. Гирфанов A.M. Исследование влияния характеристик упругого бесшарнирного несущего винта на летно-технические характеристики вертолета. Тезисы докладов 4 Всероссийских Туполевских чтений. Казань, КГТУ им. Туполева 1996.118

59. Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Николаев Е.И. Исследование влияния упругости лопастей бесшарнирного несущего винта на нагружение торсиона. Сборник трудов. Четвертый форум Российского вертолетного общества. Москва, 2000.

60. Гарипов А.О., Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Николаев Е.И. Моделирование неустановившихся режимов полета вертолета с бесшарнирным несущим винтом. Сборник трудов. 28-ой Европейский вертолетный форум. 2002.

61. Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Николаев Е.И. Численное моделирование критических и переходных режимов пространственного движения вертолета и их адаптация в условиях летных испытаний. Сборник трудов. 29-ой Европейский вертолетный форум. 2003.

62. Бочкарева А.Б. Определение механических свойств композиционных материалов. Сборник тезисов Всероссийской (с международным участием) молодежной научной конференции «XI Туполевские чтения» Казань, КГТУ им. Туполева 2003.

63. Бочкарева А.Б., Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Фалько A.C. Влияние климатических условий эксплуатации вертолета на физико-механические свойства композиционных материалов. Изв. Вузов.120

64. Авиационная техника. 2007. №4.

65. Бочкарева А.Б., Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Фалько А.С. Зависимость нагружения несущей системы вертолета от температурных изменений свойств композиционных материалов. Изв. Вузов. Авиационная техника. 2008. №1.

66. Руководящий технический материал РТМ 1.2.011 80 Определение механических свойств пластмасс. Методы статических испытаний.82 MIL-HDBK-17 -1Е

67. Чамис К. Анализ и проектирование конструкций. Том 8 часть 2. М.: Машиностроение, 1978. 264 с.

68. Филин А.П. Прикладная механика твердого деформируемого тела, том 1. М.: Наука, 1975. 832 с.

69. Бунаков В.А., Головкин Г.С., Машинская Г.П. и др. Армированные пластики. М.: Изд- во МАИ, 1997. 404 с.

70. Архиреев В.П., Галибеев С.С., Заикин А.Е., Кочнев A.M. Физикохимия полимеров. Казань.: Фэн, 2003. 512 с.

71. Белозеров Л.Г., Киреев В.А. Композитные оболочки при силовых и тепловых воздействиях. М.: Изд во физико-математической лит-ры, 2003. 388 с.

72. Огибалов П.М., Суворов Ю.В. Механика армированных пластиков. М.: Изд во Московского университета, 1965. 480 с.

73. Бунаков В.А., Васильев В.В, Образцов И.Ф. Оптимальное армирование оболочек вращения из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1977. 144 с.

74. Смотрин Н.Т., ЧебановВ.М. Механические свойства анизотропных слоистых пластиков при кратковременных испытаниях. Исследование по упругости и пластичности. Сборник 2 под редакцией Качанова Л.М. Л.: Изд во ленинградского университета, 1963. 388 с.

75. Лехницкий С.Г. Анизотропные пластики. М.-Л.: ГИТТЛ, 1957.