автореферат диссертации по металлургии, 05.16.09, диссертация на тему:Влияние высокоэластической деформации на напряженно-деформированное состояние авиационных органических стекол

На правах рукописи Экз. № 40

ЯКОВЛЕВ НИКОЛАИ ОЛЕГОВИЧ

ВЛИЯНИЕ ВЫСОКОЭЛАСТИЧЕСКОЙ ДЕФОРМАЦИИ НА НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОЕ СОСТОЯНИЕ АВИАЦИОННЫХ ОРГАНИЧЕСКИХ СТЕКОЛ

Специальность 05.16.09 — материаловедение (машиностроение)

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

в МАР 2т

005050435

Москва-2013

005050435

Работа выполнена в Федеральном государственном унитарном предприятии «Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов» Государственный научный центр Российской Федерации (ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ)

Научный руководитель:

кандидат технических наук Сентюрин Евгений Георгиевич Официальные оппоненты:

доктор технических наук Орлов Михаил Романович (ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ), кандидат технических наук Балашов Александр Антонович (НИЦ «ЭРАТ» 4 ЦНИИ Минобороны России)

Ведущая организация:

ОАО «Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова» (ОАО «ЛИИ им. М.М. Громова»)

Защита состоится «19» марта 2013 г. в _часов.

на заседании диссертационного совета Д.403.001.01 ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ по адресу: 105005, г. Москва, ул. Радио, 17, тел. (499) 263-86-02, e-mail: admin@viam.ru.

Отзывы на автореферат, заверенные печатью, просим направлять по адресу: 105005, г.Москва, ул. Радио, 17, ФГУП «ВИАМ», Ученому секретарю диссертационного совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ Автореферат разослан «_»_2013 г.

Ученый секретарь диссертационного совет«

кандидат технических наук

В.Н. Подъячев

Общая характеристика работы

Актуальность работы. Органическое стекло (ОС) нашло широкое применение для изделий остекления авиационной техники (АТ), в том числе скоростных и маневренных самолетов. Условия эксплуатации АТ приводят к тому, что наружные слои изделий из ОС в условиях сверхзвукового полета подвергаются знакопеременному нагружению по схеме «сжатие — растяжение» в диапазоне температур до (ТР + 30) °С, где ТР - температура размягчения полимера. В результате в остеклении возникают температурные и остаточные напряжения, которые могут составлять до 90 % от максимальных эксплуатационных напряжений. При этом наибольшие эксплуатационные напряжения возникают на наружной поверхности остекления на режиме торможения самолета после сверхзвукового полета. На указанном режиме также происходит и большинство случаев возникновения дефектов и разрушений остекления в эксплуатации.

Эксплуатационная надежность органического остекления сверхзвуковых самолетов с позиций прочности определяется обеспечением его несущей способности по напряжениям и деформациям.

Решение первой задачи достигается созданием теплостойких стекол, имеющих достаточно высокий предел прочности и температурный коэффициент линейного расширения в рабочем диапазоне температур (не выше, чем у ОС марок СО-120 и Э-2), точностью определения напряжений при летных и стендовых испытаниях, прогнозированием их величин, при любых возможных в эксплуатации условиях полета, в том числе на этапе проектирования остекления для нового самолета. Решение этой задачи невозможно без понимания особенностей упруго-высокоэластического поведения ОС при знакопеременных нагружениях в диапазоне их рабочих температур и определения необходимых характеристик. Решению этой проблемы и посвящена данная работа.

Вторая задача сводится к определению условий, при которых возникающие при эксплуатации в остеклении остаточные деформации вытяжки под воздействием избыточного давления в кабине, а в ориентированных стеклах также усадочные деформации, при повышенных температурах не превысят допустимых величин. Решение этой задачи в работе специально не рассматривалось, но полученные результаты исследований создают предпосылки для ее решения.

В настоящее время оценка напряженного состояния органического остекления как экспериментально (в летных и стендовых испытаниях с применением тензометрии), так и расчетами проводится весьма приближенно:

3

без учета релаксационных процессов, накопления остаточных напряжений и влияния высокоэластической (ВЭ) деформации на физико-механические характеристики. Это снижает достоверность оценки эксплуатационной надежности остекления с позиций прочности и не обеспечивает использование, авиационных ОС в качестве конструкционного материала для изделий остекления. Остаточные напряжения могут быть определены экспериментально, но при этом требуется разрушение остекления и, к тому же, полученные значения включают неизвестные исходные напряжения.

Разработанная в последнее время в ОАО «ЛИИ им. М.М. Громова» методика моделирования результирующих температурных напряжений с учетом развития и спада ВЭ деформации рассматривает температурные напряжения в ьад слое остекления в к-ый момент Ы-го полета как алгебраическую сумму напряжений

Кк)рез = - 01к)р + Кк)^ =

= ' - (Е1к) + (>№)„„* 3

где ~ термоупругие напряжения и соответствующие им деформации

(Еу;р в 1"м слое реального стекла в к-ый момент Ы-го полета;

(стМс)р — релаксировавпше напряжения и соответствующие им ВЭ деформации (сцс)р в 1~м слое реального стекла в к-ый момент Ы-го полета;

(Ем012 = е1.2 ~ сумма ' ВЭ деформаций (соответственно

развивающихся за время нагружения и за время выдержки при постоянной деформации), развивающихся в 1-м слое реального стекла в первом и втором полуциклах к к-му моменту Ы-го полета;

г т л1*-1

(°),к)остт - остаточные напряжения и соответствующие им остаточные

деформации (еиЛ** 1 > накопивпшеся в ¡-м слое реального стекла в

предыдущих полетах с учетом их релаксации за время стоянки самолета на земле.

Однако последние два члена в прочностных испытаниях и расчетах напряжений не учитывались. Основной причиной отмеченного выше является недостаточность сведений по свойствам ОС и о влиянии ВЭ деформации на напряженно-деформированное состояние ОС в условиях летной эксплуатации, отсутствие расчетных характеристик, отражающих упруго-высокоэластическое

4

поведение ОС, и методик их определения.

Вследствие этого актуальность проблемы связана с получением комплекса физико-механических характеристик ОС различной структуры с учетом влияния процессов развития и спада ВЭ деформации, необходимых для достоверной оценки эксплуатационной надежности остекления с позиций прочности.

Цель и задачи исследований. Целью данной работы является исследование влияния высокоэластичёской деформации на напряженно-деформированное состояние неориентированных авиационных органических стекол с линейной и редко сшитой структурой, а также ориентированных органических стекол при условиях, близких к эксплуатационным, для повышения эксплуатационной надежности органического . остекления сверхзвуковых самолетов с позиций прочности. В связи с этим решались следующие задачи:

1. Исследование закономерностей поведения ВЭ деформации и ее влияния на напряженно-деформированное состояние неориентированных авиационных ОС в зависимости от их структуры при условиях, близких к эксплуатационным.

2. Исследование температурно-временных закономерностей поведения усадочных деформаций и напряжений в ориентированном ОС редко сшитой структуры марки ВОС-2АО и их влияния на напряженное состояние остекления.

3. Уточнение перечня и определение физико-механических характеристик авиационных ОС различной структуры при условиях, близких к эксплуатационным, позволяющих учесть процессы развития и спада ВЭ деформации и необходимых предприятиям и КБ отрасли с целью оценки несущей способности элементов остекления по напряжениям и разработчикам материалов при создании новых и модификации имеющихся ОС.

4. Разработка комплекса методик исследования и оценки физико-механических характеристик ОС различной структуры с целью учета влияния процессов развития и спада ВЭ деформации на напряженно-деформированное состояние ОС, в том числе при дезориентации ориентированных ОС.

Методы исследований, достоверность и обоснованность результатов.

Представленные в работе результаты базируются на экспериментальных данных, полученных с использованием разработанных методик испытаний,

имитирующих условия нагружения остекления в эксплуатации. Эксперименты проводились на универсальной электромеханической испытательной машине Zwick/Roell Z100 с термокриокамерой, поверенной РОСТЕСТ-МОСКВА.

На защиту выносятся:

1. Результаты экспериментальных исследований температурно-деформационно-временных зависимостей физико-механических характеристик авиационных ОС с линейной (ОС марки СО-120) и редко сшитой (ОС марки ВОС-2) структурой с учетом влияния ВЭ.деформации при условиях, близких к наиболее жестким условиям эксплуатации.

2. Единая для ОС различной структуры математическая модель поверхности равновесного деформирования и аналитическое уравнение для аппроксимации температурных зависимостей модулей упругости (для различных скоростей деформирования) и равновесных напряжений.

3. Результаты экспериментальных исследований поведения, усадочных деформаций и напряжений в ориентированном ОС редко сшитой структуры марки ВОС-2АО.

4. Комплекс методик по оценке физико-механических характеристик ОС различной структуры с учетом влияния процессов развития и спада ВЭ деформации и протекания процесса дезориентации ориентированных стекол.

Научная новизна работы заключается в следующем:

1. Установлены закономерности развития и спада ВЭ деформации в ОС различной структуры при условиях, близких к эксплуатационным, в том числе закономерности процесса спада ВЭ деформации при температурах близких к температуре размягчения.

2. Впервые исследованы закономерности поведения усадочных деформаций и напряжений в ориентированном ОС редко сшитой структуры марки ВОС-2АО, что необходимо для корректной оценки несущей способности деталей остекления из ориентированных ОС и назначения режимов их эксплуатации.

3. Уточнен перечень характеристик, необходимых для учета влияния ВЭ деформации при оценке напряженно-деформированного состояния ОС, и с использованием разработанных методик получены их зависимости для всего эксплуатационного диапазона температур.

4. Впервые выявлены температурно-деформациОнные зависимости равновесных напряжений для ОС линейной (СО-120) и редко сшитой (ВОС-2) структуры.

5. Предложены единые для ОС различной структуры математическая модель поверхности равновесного деформирования и аналитическое уравнение для аппроксимации температурных зависимостей модулей упругости (для различных скоростей деформирования) и равновесных напряжений.

Личный вклад соискателя состоит в непосредственном участии в получении исходных данных и исследовании закономерностей поведения ВЭ деформации в ОС в зависимости от их. структуры при условиях, близких к эксплуатационным, а также разработке необходимых для этого методик испытаний. Автором лично предложены единые для ОС различной структуры модель описания поверхности равновесного деформирования и аналитическое уравнение для аппроксимации температурных зависимостей модулей упругости.

Практическая значимость работы. Разработан комплекс методик, позволяющих полностью охарактеризовать свойства ОС, проведены исследования физико-механических характеристик ОС в диапазоне их рабочих температур с учетом развития и спада ВЭ деформации, которые позволяют повысить достоверность оценки несущей способности изделий из ОС по напряжениям без увеличения объема летных и стендовых испытаний. Результаты работы могут быть использованы в качестве справочных данных при разработке новых марок ОС.

Реализация результатов. Полученные температурно-деформационно-временные зависимости физико-механических характеристик ОС использованы в ОАО «ЛИИ им. М.М. Громова» при разработке методики сопровождающего моделирования температурных и остаточных напряжений при летно-прочностных испытаниях органического остекления самолетов.

Апробация работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались автором на международных и всероссийских научных конференциях и семинарах:

- III и IV международных конференциях «Деформация и разрушение материалов и наноматериалов» (Москва, 2009,2011 гг.);

- научной школе «Физико-механические аспекты разрушения авиационных материалов», посвященной 100-летию со дня рождения профессора Я.Б. Фридмана (Москва, 2011 г.);

- научных программ выставок «Экспо Контроль» (Москва, 2011, 2012 гг.);

- научных чтениях им. члена-корреспондента РАН И.А. Одинга «Механические свойства современных конструкционных материалов» (Москва, 2012 г.);

- научно-технической конференции «Прочность конструкций летательных аппаратов» (Московская область, г. Жуковский, 2012 г.).

Публикации. По материалам диссертации опубликовано 8 печатных работ, в том числе 3 работы в изданиях, входящих в перечень ВАК.

Структура и объем работы. Диссертация изложена на 145 страницах машинописного текста, содержит 67 рисунков, 13 таблиц, и состоит из введения, 5 основных глав, включая аналитический обзор литературы, заключение, библиографический список из 93 источников.

Содержание работы

Во введении приводится обоснование актуальности темы, формулируются цели работы, ее научная новизна.

В первой главе — «Состояние проблемы оценки несущей способности авиационного органического остекления по напряжениям» — приводятся условия нагружения ОС самолетов в эксплуатации:

- диапазон рабочих температур на внешней поверхности в пределах от — 45 до < (ТР + 30) °С у сверхзвуковых самолетов;

- циклическое (знакопеременное) нагружение в сверхзвуковом полете с интервалом между циклами (полетами) от ~ 1 часа до нескольких суток;

- диапазон изменения деформаций на наружной поверхности от -12-10"3 (при числах Маха М > 2,6) и от -8-10"3 (при М < 2,6) до 5-10"3;

- скорость изменения деформаций от 0,03-10"3 до 0,4-10"3 о"1.

Анализ состава и величин эксплуатационных напряжений в остеклении, показывает, что напряжения, возникающие в процессе изготовления, обычно не превышают 4-^-5 МПа (но возможны до 20 МПа). Напряжения, создаваемые гермошлангом на каркас фонаря, деформированием каркаса фонаря, от избыточного давления в кабине и аэродинамической нагрузки на фонарь, не превышают 4 МПа, что составляет ~ 10 % от максимальных эксплуатационных напряжений. Остальные 90 % приходятся на температурные напряжения, вызванные неравномерным распределением температуры по толщине остекления, и остаточные напряжения, вызванные развитием ВЭ деформации в

наиболее нагретых слоях остекления и их неполным спадом при торможении и послеполетной" стоянке самолета.

Возможные в эксплуатации величины максимальных остаточных напряжений в настоящее время не установлены. Предположительно они могут достигать 20 -ь 35 МПа и существенно влиять на статическую прочность, серебростойкость остекления и его эксплуатационный ресурс. Следует отметить, что у дозвуковых самолетов остаточные напряжения на наружной поверхности остекления могут возникать после обдува самолета горячим воздухом зимой для удаления льда, о чем свидетельствуют случаи появления серебра.

В главе рассмотрено состояние методов оценки прочности остекления, которая проводится в летных и стендовых испытаниях с помощью тензометрии с определением температурных напряжений, расчетным путем с определением температурных (термоупругих) напряжений в идеально упругом стекле или только с учетом напряжения от избыточного давления в кабине самолета, составляющего менее 10 % от максимальных эксплуатационных напряжений.

Сложившееся положение в значительной мере связано с отсутствием методик по испытанию ОС, информации об упруго-высокоэластическом поведении ОС и в частности при условиях, близких к условиям их нагружения при эксплуатации. Так, анализ литературных источников в части влияния знакопеременное™ и повторности нагружений на упруго-высокоэластические и релаксационные характеристики полимеров показывает, что до недавнего времени в них приводилась, в ряде случаев довольно скудная, недостаточно конкретная, а в некоторых вопросах противоречивая информация, не раскрывающая закономерностей деформационно-релаксационного поведения полимерных стекол при температурах < (ТР +30) °С.

Во второй главе - «Объекты исследований и методики экспериментов» - приводится описание методик, разработанных для исследования влияния на напряженно-деформированное состояние ОС процессов развития и спада ВЭ деформации, в том числе развития усадочных деформаций.

Физико-механические характеристики ОС определяются по существующим в настоящее время методикам испытаний без учета влияния процессов развития, и спада ВЭ деформации. В то же время характеристики и методы их определения, отражающие температурно-деформационно-временные закономерности изменения ВЭ деформации, в том числе при условиях, близких к эксплуатационным, отсутствуют. В связи с этим, для определения физико-механических характеристик с учетом влияния ВЭ

9

деформации, введения и определения характеристик, отражающих закономерности ее изменения, в том числе при условиях, близких к эксплуатационным, а также исследования влияния структуры ОС на температурно-деформационно-временные закономерности процессов развития и спада ВЭ деформации, потребовалось разработать комплекс методик.

Для моделирования деформационно-релаксационных процессов, происходящих в элементарном слое ОС в соответствии с температурой слоя, величинами деформации и напряжения в нем, разработана методика определения упруго-высокоэластических и релаксационных характеристик ОС (СТО 1-595-30-423-2012), имитирующая на образцах ОС условия нагружения элементарного слоя остекления в эксплуатации.

о,МПа

Рис. 1 Типовая схема деформирования образца ОС при

1—|—г

е№>2 : е, % циклическом

нагружении

Метод состоит в жестком (управление по деформации) одноосном циклическом знакопеременном нагружении образцов ОС по схеме «сжатие-растяжение» (коэффициент асимметрии цикла Л = -1) с постоянной скоростью деформирования 1,7-10"4 с"1, выдержками при постоянной деформации 0,25 0,8 % в течение 30 600 с и ступенчатыми разгрузками (рис. 1).

. Для полуциклов сжатия и растяжения определяют значения максимального напряжения, модуля упругости, ВЭ деформации, развивающейся за время нагружения ^ и за время выдержки при постоянной заданной деформации ¿1, полной ВЭ деформации = + е'1, остаточной деформации е1ст, «точки перехода» (ТП) от развития ВЭ деформации к ее спаду, полноты спада ВЭ деформации при разгрузке П1™, а также строят кривую релаксации напряжений при выдержке при постоянной заданной деформации.

Одной из характеристик, необходимых для моделирования напряженно-деформированного состояния ОС, является коэффициент спада ВЭ деформации, определяемый как отношение остаточной деформации к ВЭ. Данная характеристика особенно важна при расчете остекления скоростных самолетов, у которых наружные слои работают при температурах ТР и выше.

Для определения значений поправочных коэффициентов на спад ВЭ деформации и исследования влияния структуры ОС на динамику этого процесса при температурах Тр и выше была разработана методика исследования спада ВЭ деформации при. температурах, близких и превышающих Тр.

Для исследования динамики и полноты релаксации остаточных напряжений растяжения, возникающих в условиях эксплуатации высокоскоростных самолетов на наружной поверхности остекления и релаксирующих за время стоянки самолета вследствие спада оставшейся после полета части ВЭ деформации, разработана методика оценки релаксации остаточных напряжений в ОС после полета.

При нагреве ориентированных ОС в полете, начиная с некоторой температуры, во внешних слоях остекления начинают развиваться усадочные деформации, что в свою очередь приводит к возникновению усадочных напряжений растяжения из-за сопротивления более холодных нижних слоев.

Для исследования динамики и температурной зависимости величин усадочных напряжений и деформаций, развивающихся при дезориентации ориентированных ОС разработана методика оценки усадочных напряжений в ориентированных ОС (СТО 1-595-30-423-2012).

Для определения равновесного модуля деформирования (определяет вид кривой равновесного деформирования на начальном, до ~ 1 %, участке диаграммы деформирования) и получения поверхности равновесного деформирования авиационных ОС как множества кривых равновесного деформирования разработана методика построения кривой равновесного деформирования образцов ОС (СТО 1-595-30-424-2012).

В третьей главе — «Высокоэластическая деформация в авиационных ОС при воздействии условий, близких к эксплуатационным» — приводятся результаты экспериментальных исследований температурно-деформационно-временных зависимостей физико-механических характеристик авиационных ОС линейной (ОС марки С0-120) и редко сшитой (ОС марки ВОС-2) структуры с учетом влияния процессов развития и спада ВЭ деформации для характерных для эксплуатации уровней деформации, времен выдержки и средней скорости деформирования 1,7-10"4 с"1.

Полную В Э деформацию развивающуюся в ОС при нагружении, можно условно разделить на две составляющие. Это ВЭ деформация £12, развивающаяся в ОС за время нагружения с постоянной скоростью деформирования, условно названная «мгновенной», и ВЭ деформация развивающаяся при выдержке при постоянной деформации, условно названная «временной». Развитие этих деформаций приводит к релаксации напряжений в остеклении.

В эксплуатации внешняя сторона остекления скоростных самолетов подвергается циклическому знакопеременному нагружению. Совокупность двух факторов:

- большая скорость развития ВЭ деформации, чем скорость ее спада, за счет разного расстояния до кривой равновесного деформирования при заданной температуре;

- большее время на развитие ВЭ деформации по сравнению со временем на ее спад, которые могут различаться на порядок,

приводит к возникновению остаточной неравновесной ВЭ деформации сжатия к моменту начала 2-го полуцикла (полуцикла растяжения). Эта остаточная ВЭ деформация переносится во 2-ой полуцикл и оказывает влияние на вид диаграммы деформирования и все физико-механические характеристики, определяемые во 2-ом полуцикле. Степень этого влияния в основном зависит от начальной заданной деформации, температуры, номера полуцикла, времени выдержки при постоянной деформации и скорости деформирования.

Исследования влияния температуры, начальной заданной деформации £(0)1 (полной ВЭ деформации г®3) и времен выдержки тв (остаточной ВЭ деформации е"") на снижение величин модулей упругости при растяжении АЕ - ЕгСР~Е2 ■ 100 % показали, что:

Е1СР

- с ростом температуры до 105 °С у ВОС-2 и до 70 °С у СО-120 относительные разности модулей АЕ увеличиваются, а при более высоких температурах начинают снижаться, что связано с увеличением скорости спада ВЭ деформации при разгрузке и, соответственно, меньшем ее влиянии на 2-ой полуцикл;

- большие значения АЕ, в основном, соответствуют большим значениям е(0)1 и тв (большие значения с(0), и тв приводят к возникновению большей остаточной ВЭ деформации в 1-ом полуцикле);

- с увеличением температуры влияние деформаций э и на значения АЕ снижается, и при температуре ~ 90 °С для обеих марок ОС влияние незначительно (в пределах погрешности определения АЕ),

то есть процессы развития и спада ВЭ деформации оказывают при знакопеременном нагружении заметное влияние на величины модулей упругости ОС во втором полуцикле. Так, максимальное снижение значений модулей упругости Е2 в экспериментах с нагружением до деформации < ±0,8 % составило 15 % для ОС марки ВОС-2 и 19 % для ОС марки СО-120 (рис. 2).

140 1,°С

° — ВОС-2 1 -й полуцисл — 0 • --■ВОС-2 2-йполуцюл

-СО-120 1-й полуцисл -СО-120 2-йполуциа|

Рис. 2 Температурная зависимость модулей упругости ОС марок ВОС-2 и С0-120

Рис. 3 Температурные зависймо сти полноты перехода начальной заданной деформации в ВЭ в 1-ом полуцикле для ОС марок ВОС-2 и С0-120 при тв = 600 с

ВОС-2 -2.5x10 ---■ -ВОС-2 -8x1 (Г1 — =

С0-120 -2.5x10 -СО-120 -8x104

Для оценки влияния температуры, начальной заданной деформации и времени выдержки на величины мгновенной, временной и полной ВЭ деформации в 1-ом и 2-ом полуциклах нагружения ОС марок С0-120 и ВОС-2 были получены:

— температурные зависимости полноты перехода начальной заданной деформации в ВЭ деформацию (рис. 3);

13

— температурные зависимости доли мгновенной, временной и полной ВЭ деформации в начальной заданной деформации (рис. 4) и др.

Установлено, что до температуры (ТР - 50) °С для обеих марок ОС температура оказывает слабое влияние на величину мгновенной ВЭ деформации. При температурах > (ТР — 30) °С наблюдается резкое увеличение доли мгновенной ВЭ деформации. А при температурах близких к ТР величины мгновенных ВЭ деформаций приближаются к величинам начальных заданных деформаций. То есть вся деформация за время нагружения переходит в ВЭ. Различие в полноте перехода с повышением температуры в 1-ом и 2-ом полуциклах нагружения незначительно.

1 п.ц.

2 п.ц.

120 140 СС

доля ВЭ деформации в начальной деформации: —•— общая —■— мгновенная —А— временная ■ о-., общая о -мгновенная -й - временная

Рис. 4 Температурные зависимости доли мгновенной,временной и полной ВЭ деформации в начальной заданной деформации для ОС марки ВОС-2 при тв = 600 с

Для учета влияния е12 на напряженно-деформированное состояние ОС при моделировании получены ее зависимости от начальной заданной деформации е(0)12 при различных температурах, которые имеют близкий к линейному вид. Температурные зависимости угловых коэффициентов линейных аппроксимаций этих зависимостей для 1-го и 2-го полуциклов позволяют при известных £(0)! 2 и температуре определить величину £'12-

Для учета релаксации напряжений при постоянной деформации при моделировании температурных и остаточных напряжений в органическом остеклении были получены кривые релаксации для ряда начальных напряжений а(0)12. Установлено, что скорость релаксации напряжений во 2-х полуциклах для ОС марки ВОС-2 при температурах до 105 °С и для ОС марки С0-120 при температурах до 90 °С для всех уровней начальной заданной деформации превышает скорость релаксации в первом полуцикле.

14

Полученные семейства релаксационных кривых позволяют получить линейные зависимости «напряжение при заданном времени релаксации ст(т) -начальное напряжение ст(0)12» для различных времен релаксации т и температур. Используя их линейный характер, были получены обобщенные температурные зависимости Кст(т) для разных т (рис. 5), которые позволяют определять «временные» деформации (напряжения) при любых ст(0)12, т и температурах.

Рис. 5 Температурные зависимости коэффициентов Ка(т) в 1-ом полуцикле нагружения для ОС марки ВОС-2

20 40 60 80 100 120 140 Т. "С

Полнота спада ВЭ деформации в соответствующем полуцикле составляет

100%. (1)

Из уравнения (1) видно, что при = е® 2 полнота спада П"™ = 0 - спад отсутствует, при = 0 полнота спада П"2 = 100 % — ВЭ деформация полностью спадает.

Анализ зависимостей полноты спада ВЭ деформации от температуры и полной ВЭ деформации для 1-го и 2-го полуциклов ОС марок СО-120 и ВОС-2 показывает, что для обеих марок ОС:

- в 1-ых полуциклах с увеличением температуры до 105 °С для ОС марки ВОС-2 и до 90 °С для ОС марки С0-120 П^" остается постоянной на уровне ~ 40 %, а с увеличением температуры снижается, достигая при ТР нулевого значения;

— во 2-ых полуциклах с увеличением температуры до 130 °С для ОС марки ВОС-2 и до 90 °С для ОС марки СО-120 П|спостается постоянной на уровне ~ 20 %;

0.8-

0.6 -

0.4-

0.2-

10 с

600 с

200 с

0.0-

1-1-1-■-1-1-7-

- для обоих полуциклов величина П^™ при заданной температуре не зависит от величины е(0)12, а с увеличением температуры она перестает зависеть от величины ВЭ деформации в соответствующем полуцикле;

- с увеличением времени выдержки при постоянной деформации П^™ уменьшается.

Результаты экспериментального исследования • динамики и полноты протекания процесса спада ВЭ деформации в области температур 105 -г- 148 °С для ОС марки ВОС-2 и 90 134 °С для ОС марки С0-120 после «мгновенного» и «принудительного» снятия нагрузки позволяют отметить некоторые особенности этого процесса:

— при спаде в процессе «принудительной» разгрузки остаточная ВЭ деформация либо равна общей деформации, уменьшаясь вместе с ней, либо несколько больше нее;

— в процессе спада выделяются две стадии: начальная, сравнительно быстрая, и замедленная;

- продолжительность спада величины ВЭ деформации, равной развившейся за время нагружения, с повышением температуры увеличивается для обеих марок ОС;

— остаточная ВЭ деформация, определенная через 20 мин после освобождения образцов, с повышением температуры у ОС марки СО-120 до 120 °С и у ОС марки ВОС-2 до 130 °С сначала возрастает, а при 134 °С для ОС марки С0-120 и при 145 °С для ОС марки ВОС-2 снижается до уровней соответствующих 90 и 105 °С соответственно.

Рис. 6 Релаксация остаточных напряжений о(т)ост после сжатия (до е = -0,5 %) при различных температурах в ОС марок ВОС-2 (а) и СО-120 (б)

--кривые релаксации остаточных напряжений;

-----кривые релаксации напряжений растяжения.

Для оценки полноты возможной релаксации остаточных напряжений, возникших на внешней поверхности остекления вследствие спада оставшейся после полета части ВЭ деформации за время стоянки самолета, были получены кривые релаксации остаточных напряжений растяжения о(х)0СТ для ОС марки СО-120 и ВОС-2, возникшие после сжатия образцов при Гсж от 28 °С до Т > (ТР — 15) °С. Они сравнивались с кривыми релаксации напряжений растяжения о(т) (рис. 6), получаемыми при нагружении образцов при комнатной температуре до величин деформаций, равных остаточным (после сжатия), с последующей выдержкой.

Установлено, что процессы релаксации остаточных напряжений в ОС марок СО-120 и ВОС-2 существенных различий не имеют. За время выдержки при е(0) = const в первые 10 минут происходит незначительная до 20 % релаксация остаточных напряжений, далее она практически прекращается. Также установлено, что у обеих марок ОС с повышением температуры сжатия кривые а(т)ост и о(т) сближаются и при Тсж > (ТР — 15) °С для ОС марки СО-120 и Тсж — (Тр — 25) °С для ОС марки ВОС-2 практически совпадают, что дает возможность использования кривых релаксации напряжений, определенных во 2-ых полуциклах нагружения (растяжения) циклического знакопеременного нагружения образцов ОС при комнатной температуре, для моделирования релаксации остаточных послеполетных напряжений в органическом остеклении за время стоянки самолета после полета с нагревом остекления до Т > (ТР — 15)°С.

По результатам экспериментов для диапазона деформаций от -0,8 до 0,8 % и температур от 28 до 145 °С для ОС марки ВОС-2 и от 28 до 120 °С для ОС марки СО-120 получены значения ТП от развития ВЭ деформации к ее спаду. Их множества дают поверхности равновесного деформирования (ПРД), которые для ОС различной структуры аналогичны (рис. 7).

140-

Í

30'

■J и

Напряжение, МПа

Рис. 7 Поверхность равновесного деформирования ОС марки ВОС-2

Л

Н 40-

Е 60-

Сечение ПРД по деформации дает температурную зависимость равновесного модуля упругости (рис. 8).

Е/Е?

Рис. 8 Температурные зависимости равновесных (т!) и определенных при скорости деформирования 0,17-10"4 с"1 (ехр) модулей упругости для ОС ВОС-2 и С0-120 в приведенных координатах

0.5 0.5 0.7 0.8

Для аппроксимации данных зависимостей предложена 4-х параметрическая ассиметричная функция (таблица 1):

Я00 =

т-т' . т-т'

1 + / ■ е 1 тр + (1 — /) • е 2 'ГР

(2)

/ =

ь1ь2 т-т'

1 -)- е|Ь1+Ь2| Тр

где Я™ - модуль упругости в условиях, когда не происходит развитие ВЭ деформации;

7", Ьъ Ь2 - константы уравнения.

Таблица 1 - Коэффициенты аппроксимаций

Марка ОС Ы Ъ2 Т'/Тр

ВОС-2 7,24 21,9 0,825

ехр 6,38 19,4 0,863

С0-120 М 7,91 22,7 0,837

ехр 6,57 20,0 0,876

Данная аналитическая зависимость позволяет по ограниченным дискретным данным получать непрерывные температурные зависимости

модулей упругости и начальных напряжений ст(0)12 для различных скоростей деформирования.

Подставляя уравнение для равновесного модуля упругости (2) в закон Гука, получаем математическую модель поверхности равновесного деформирования ОС для диапазона деформаций ± 0,8 %:

а = е ■ Я<° = е •

Я®

ь г~г ь т~т

1 + /■ е 1 тр +(!-/) '"в 2

(3)

/ =

ЬГЬ2 г-г 1 -}. е1Ь1+Ь21 Гр

£ < ±0.008

Полученная математическая модель позволяет при нагружении образца с постоянной скоростью деформирования определять:

- величину полной ВЭ деформации при данной деформации и температуре;

- доли ВЭ деформации в общей деформации ОС в любой точке диаграммы деформирования в пределах эксплуатационных деформаций и температур;

- ТП для любых заданных уровней напряжения (деформации) и температуры;

- направленность процессов развития и спада ВЭ деформации.

Таблица 2 — Перечень экспериментально определяемых характеристик (зависимостей)

Наименование характеристики (зависимости) Обозначение

Модуль упругости Е,2

Величина ВЭ деформации, развивающаяся за время нагружения £1.2

Опорная кривая релаксации напряжений <Тт,+СО для получения обобщенных зависимостей <т(т) = /(сг12(0), Г)

ТП при разгрузке еЬСПРД)

Поправочный коэффициент на спад ВЭ деформации

Проведенные исследования позволили уточнить перечень характеристик (зависимостей), необходимых для учета влияния ВЭ деформации на напряженно-деформированное состояние ОС (таблица 2). Все характеристики (зависимости) определяются в полуциклах сжатия и растяжения при разных характерных для эксплуатации температурах, уровнях е(0))>2 и тв при этих деформациях.

В четвертой главе — «Развитие усадочных деформаций и напряжений при дезориентации ориентированных ОС» - показано влияние процесса дезориентации на напряженно-деформированное состояние ориентированных ОС.

Установлено, что развитие усадочных деформаций для ОС марки А0-120 начинается при температуре на ~ 25 °С ниже, чем для ОС марки ВОС-2АО, для обеих марок ОС это температуры > (ТР - 55)°С. Существенный рост усадочных деформаций для обеих марок ОС начинается при температурах > (ТР - 35) °С.

Для ОС марки ВОС-2АО получены температурные зависимости усадочных деформаций для времен выдержки до 40 мин, перестроение которых в координатах «деформация усадки - время» дает серию квазилинейных зависимостей для различных постоянных температур. Получена температурная зависимость угловых коэффициентов КЕус (рис. 9), которая позволяет определить величины развившихся усадочных деформаций для выдержек до

Рис. 9 Температурные зависимости угловых коэффициентов Кг^с для ОС марки ВОС-2АО (£В= 50%)

105 110 115 120 125 130 Т, С

— о—1-ый нагрев; —2-ой нагрев

40 мин при постоянной температуре до 129 °С.

р

1 /

1 /

..................1................. ................. ................ /—

......•...... --г=-1-.-1-1- • ■

Установлено, что скорости развития усадочных деформаций при нагреве со скоростью (4,9 5,5) град/мин в ориентированном ОС марки ВОС-2АО с £в= 15 % (степень ориентации, рекомендованная для применения в изделиях остекления) и ев= 50 % соизмеримы со скоростями развития ВЭ деформации сжатия в неориентированном ОС марки ВОС-2. В то же время с ростом температуры свыше 140 °С скорость развития усадочных деформаций в ОС с £в= 50 % нарастает интенсивнее, чем в ОС с ев= 15 % (рис. 10).

Рис. 10 Температурная зависимость скорости развития усадочных деформаций в ориентированном ОС марки ВОС-2АО с ев = 50 % (а) и 15 % (б)

Впервые исследована температурная зависимость величин усадочных напряжений, возникающих при дезориентации ориентированного ОС марки ВОС-2АО. Установлено, что с ростом температуры выдержки (для диапазона температур 115 -5- 134 °С) растет интенсивность развития усадочных напряжений, а при значительных временах выдержки величины усадочных напряжений независимо от температуры выдержки стремятся к общей асимптоте, равной 1,15 + 1,20 МПа.

В пятой главе — «Реализация результатов работы» — проводится сравнение результирующих и остаточных температурных напряжений, полученных в лобовом и боковом стеклах козырька самолета МиГ-25 при летно-прочностных испытаниях в 1975 - 1976 гг. в 8 полетах с нагревом до температуры > ТР и при моделировании с использованием температурно-деформационно-временных зависимостей физико-механических характеристик ОС, учитывающих влияние ВЭ деформации. Результаты сравнения показывают:

- остаточные температурные напряжения в остеклении при его нагреве в полете до температуры > ТР соизмеримы с термоупругими напряжениями на режиме торможения (боковое стекло), а в лобовом стекле оказываются существенно больше;

- максимальные суммарные напряжения, полученные тензометрией на режиме торможения самолета, близко совпадают с термоупругими напряжениями, но оказываются в два раза ниже результирующих температурных напряжений;

- отсутствие учета остаточных температурных напряжений в органическом остеклении, подвергающемся нагреву в полете до температуры > ТР, приводит к значительному занижению максимальных эксплуатационных напряжений.

Основные выводы

1. Исследованы особенности упруго-высокоэластического поведения неориентированных ОС линейной и редко сшитой структуры. Впервые получены характеристики развития и спада ВЭ деформации в условиях нагружения, близких к эксплуатационным, в диапазоне температур от 24 °С до

> Тр. Установлено, что для теплостойкого стекла редко сшитой структуры марки ВОС-2 (ТР = 145 °С) влияние процессов развития и спада ВЭ деформации на физико-механические характеристики проявляется при более высоких температурах, чем для стекла линейной структуры марки СО-120 (ТР = 120 °С). В то же время закономерности их изменения при условиях нагружения, близких к эксплуатационным, во всем диапазоне рабочих температур, вплоть до температуры (ТР + 30) °С, аналогичны.

2. Определены состав и условия получения характеристик ОС различной структуры, необходимых для моделирования результирующих и остаточных температурных напряжений в органическом остеклении сверхзвуковых самолетов с учетом влияния ВЭ деформации. Экспериментально получены температурно — деформационно — временные зависимости этих характеристик для ОС марок С0-120 и ВОС-2.

3. Получены кривые релаксации остаточных напряжений в' ОС марок С0-120 и ВОС-2, эквивалентные кривым релаксации напряжений за время стоянки самолета после полета с нагревом остекления до температуры

> (ТР — 15) °С. Показана возможность использования кривых релаксации напряжений, определенных во вторых полуциклах нагружения (растяжения) образцов ОС при комнатной температуре, для моделирования релаксации остаточных послеполетных напряжений.

4. Решена научно-техническая проблема методологии определения физико-механических и релаксационных характеристик авиационных ОС различной структуры, учитывающих влияние процессов развития и спада ВЭ деформации и отражающих температурно-деформационно-временные закономерности ее изменения при условиях, близких к эксплуатационным.

5. Для ОС различной структуры впервые экспериментально получены поверхности равновесного деформирования в координатах деформация — напряжение - температура, имеющие подобный вид и определяющие закономерности поведения ВЭ деформации в ОС- Предложена математическая модель равновесного напряженно-деформированного состояния ОС (поверхности равновесного деформирования) на базе 4-х параметрической ассиметричной сигмоидальной функции.

6. Предложено аналитическое уравнение для аппроксимации температурных зависимостей модулей упругости и начальных напряжений для различных скоростей деформирования, позволяющее перейти от расчетов по дискретным экспериментальным данным к непрерывным зависимостям, повышая точность расчетов.

7. Для ориентированного ОС марки ВОС-2АО исследованы закономерности развитая усадочных деформаций и напряжений при характерных для эксплуатации температурах. Установлено, что развивающиеся в ОС марки ВОС-2АО со степенью вытяжки 50 % усадочные напряжения не зависят от температуры и стремятся к общему асимптотическому пределу, равному 1,1 -S-1,2 МПа.

8. На основании полученных материалов в ОАО «ЛИИ им. М.М. Громова» при участии автора разработана методика сопровождающего летно-прочностные испытания моделирования результирующих и остаточных температурных напряжений в остеклении из неориентированного ОС линейной и редко сшитой структуры во всем диапазоне их рабочих температур.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

Перечень ВАК:

1. Харитонов Г.М., Хитрова О.И., Яковлев Н.О., Ерасов B.C. Закономерности поведения ВЭ деформаций в авиационных стеклах из линейных и поперечносшитых полимеров при знакопеременных нагружениях // Авиационная промышленность. № 3.2011. С. 28 — 38;

2. Яковлев Н.О., Ерасов B.C., Сентюрин Е.Г., Харитонов Г.М. Релаксация остаточных напряжений в авиационных органических стеклах при

послеполетной стоянке самолета. // Авиационные материалы и технологии. №2.2012. С. 66-69;

3. Ерасов B.C., Яковлев Н.О., Нужный Г.А. Квалификационные испытания материала — основа его безопасного и эффективного применения в конструкции. // В сб.: Авиационные материалы и технологии. (Приложение к журналу «Авиационные материалы и технологии») 2012. С. 440-447.

Другие издания:

4. Яковлев Н.О., Харитонов Г.М., Ерасов B.C. Методика определения упругих, высокоэластических и пластических характеристик органического стекла // Ш-я Международная конференции «Деформация и разрушение материалов и наноматериалов». М. 2009. Том 2. С. 272 - 273;

5. Яковлев Н.О. Фонарь кабины в полете. Инженерная газета. 2009, № 25 — 26.

6. Яковлев Н.О., Харитонов Г.М., Ерасов B.C. Оценка области равновесного деформирования ПММА // IV-я Международная конференция «Деформация и разрушение материалов и наноматериалов». М. 2011. С. 649 - 650;

7. Яковлев Н.О. Температурная зависимость упруго-прочностных характеристик органических стекол // Научные чтения им. члена-корреспондента РАН И.А. Одинга «Механические свойства современных конструкционных материалов». М. 2012. 274 — 275;

8. Каблов E.H., Ерасов B.C., Яковлев Н.О. Влияние высокоэластической деформации на напряженно-деформированное состояние органического стекла // Научно-техническая конференция «Прочность конструкций летательных аппаратов». Московская область, г. Жуковский, 2012.

Отпечатан 1 экз. Исп. КО. Яковлев Печ. Н.О. Яковлев

Автореферат Н.О. Яковлева

«Влияние высокоэластической деформации на напряженно-деформированное состояние авиационных органических стекол»

Подписано в печать 07.02.13 г. Заказ 140. Формат бумаги 60x90/16. Печ. л. 1,5. Тираж 90 экз. Отпечатано в типографии ФГУП «ВИАМ». 105005, г. Москва, ул. Радио 17.

Перечень условных обозначений.

ВВЕДЕНИЕ.

1. Глава 1. СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ ОЦЕНКИ НЕСУЩЕЙ СПОСОБНОСТИ АВИАЦИОННОГО ОРГАНИЧЕСКОГО ОСТЕКЛЕНИЯ ПО НАПРЯЖЕНИЯМ.

1.1. Органическое стекло в авиации.

1.2.Условия нагружения и состав эксплуатационных напряжений в органическом авиационном остеклении в условиях эксплуатации

1.3. Оценка напряженно-деформированного состояния органического остекления в условиях эксплуатации авиационной техники.

1.4.Влияние знакопеременности и повторности нагружений на упруго-высокоэластические и релаксационные характеристики органических стекол.

1.5. Постановка задач исследования.

2. Глава 2. ОБЪЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ И МЕТОДИКИ

ЭКСПЕРИМЕНТОВ.

2.1.Объекты исследований.

2.2.Разработка методик испытаний органических стекол.

2.2.1. Метод определения упруго-высокоэластических и релаксационных характеристик органических стекол.

2.2.2. Методика определения кривой релаксации напряжений в органических стеклах в условиях, близких к послеполетным.

2.2.3. Метод построения кривой равновесного деформирования образцов органических стекол.

2.2.4. Метод оценки усадочных напряжений в ориентированных органических стеклах.

2.2.5. Методика исследования спада высокоэластической деформации в органических стеклах при температурах близких и превышающих температуру размягчения.

2.3.Испытательное оборудование.

2.4.Погрешности определения исходных данных.

2.5.Выводы по главе.

3. Глава 3. ВЫСОКОЭЛАСТИЧЕСКАЯ ДЕФОРМАЦИЯ В АВИАЦИОННЫХ ОС ПРИ ВОЗДЕЙСТВИИ УСЛОВИЙ,

БЛИЗКИХ К ЭКСПЛУАТАЦИОННЫМ.

3.1.Влияние ВЭ деформации на деформирование авиационных ОС при условиях, близких к эксплуатационным.

3.2.Особенности спада ВЭ деформации в ОС в процессе их разгрузки при температурах, близких к температуре размягчения.

3.3. Характеристики для расчета напряженно-деформированного состояния органического остекления с учетом влияния ВЭ деформации.

3.4.Релаксация остаточных напряжений при послеполетной стоянке самолета.

3.5.Модель равновесного деформирования ОС.

3.6.Краткие выводы по главе.

4. Глава 4. РАЗВИТИЕ УСАДОЧНЫХ ДЕФОРМАЦИЙ И НАПРЯЖЕНИЙ ПРИ ДЕЗОРИЕНТАЦИИ ОРИЕНТИРОВАННЫХ

4.1.Динамика развития усадочных деформаций в ориентированных

4.2.Усадочные напряжения в ориентированном ОС марки ВОС-2АО: развитие и закономерности поведения при охлаждении

4.3.Краткие выводы по главе.

5. Глава 5. РЕАЛИЗАЦИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ РАБОТЫ.

5.1. Результаты моделирования результирующих и остаточных температурных напряжений в остеклении козырька самолета

МиГ-25.

Выводы.

Актуальность темы

Органическое стекло (ОС) нашло широкое применение для изделий остекления авиационной техники (АТ), в том числе скоростных и маневренных самолетов. Условия эксплуатации АТ приводят к тому, что наружные слои изделий из ОС в условиях сверхзвукового полета подвергаются знакопеременному нагружению по схеме «сжатие -растяжение» в диапазоне температур до (ТР +30) °С, где ТР - температура размягчения полимера. В результате в остеклении возникают температурные и остаточные напряжения, которые могут составлять до 90 % от максимальных эксплуатационных напряжений. При этом наибольшие эксплуатационные напряжения возникают на наружной поверхности остекления на режиме торможения самолета после сверхзвукового полета. На указанном режиме также происходит и большинство случаев возникновения дефектов и разрушений остекления в эксплуатации.

Эксплуатационная надежность органического остекления сверхзвуковых самолетов с позиций прочности определяется обеспечением его несущей способности по напряжениям и деформациям.

Решение первой задачи достигается созданием теплостойких стекол, имеющих достаточно высокий предел прочности и температурный коэффициент линейного расширения (ТКЛР) в рабочем диапазоне температур не выше, чем у ОС марок СО-120 и Э-2, точностью определения напряжений при летных и стендовых испытаниях, прогнозированием их величин при любых возможных в эксплуатации условиях полета, в том числе на этапе проектирования остекления для нового самолета. Решение этой задачи невозможно без понимания особенностей упруго-высокоэластического поведения ОС при знакопеременных нагружениях в диапазоне их рабочих температур и определения необходимых характеристик. Решению этой проблемы и посвящена данная работа. 7

Вторая задача сводится к определению условий, при которых возникающие при эксплуатации в остеклении остаточные деформации вытяжки под воздействием избыточного давления в кабине, а в ориентированных стеклах также усадочные деформации, при повышенных температурах не превысят допустимых величин. Решение этой задачи в работе специально не рассматривалось, но полученные результаты исследований создают предпосылки для ее решения.

В настоящее время оценка напряженного состояния органического остекления как экспериментально (в летных и стендовых испытаниях с применением тензометрии), так и расчетами проводится весьма приближенно: без учета релаксационных процессов, накопления остаточных напряжений и влияния высокоэластической (ВЭ) деформации на физико-механические характеристики. Это снижает достоверность оценки эксплуатационной надежности остекления с позиций прочности и не обеспечивает использование авиационных ОС в качестве силового конструкционного материала для изделий остекления. Остаточные напряжения могут быть определены экспериментально, но при этом требуется разрушение остекления и, к тому же, результаты включают неизвестные исходные напряжения.

Разработанная в последнее время в ОАО «ЛИИ им. М.М. Громова» методика моделирования результирующих температурных напряжений, с учетом развития и спада ВЭ деформации, рассматривает температурные напряжения в ьм слое остекления в к-ый момент ТЧ-го полета как алгебраическую сумму напряжений где (°ис)уПр ~ термоупругие напряжения и соответствующие им деформации (£1,к)уПр в слое реального стекла в к-ый момент 14-го полета;

Цс)р ~~ релаксировавшие напряжения и соответствующие им ВЭ деформации (г^)^ в ьм слое реального стекла в к-ый момент 14-го полета;

2 = £'х-г + £"'2 сумма ВЭ деформаций (соответственно развивающихся за время нагружения и за время выдержки при постоянной деформации в экспериментах), развивающихся в ьм слое реального стекла в первом и втором полуциклах к к-му моменту Ы-го полета; т лм~г а1к) ~ остаточные напряжения и соответствующие им ост Ттп остаточные деформации , накопившиеся в 1-м слое реального стекла в предыдущих полетах, с учетом их релаксации за время стоянки самолета на земле.

Однако последние два члена в прочностных испытаниях и расчетах напряжений не учитывались.

Основной причиной отмеченного выше является недостаточность сведений о влиянии ВЭ деформации на напряженно-деформированное состояние органического остекления в условиях летной эксплуатации (в частности отсутствие представления об особенностях упуго-высокоэластического поведения ОС при знакопеременном нагружении в широком диапазоне температур), отсутствие характеристик, отражающих упруго-высокоэластическое поведение ОС, и методик их определения.

Вследствие этого актуальность проблемы связана с получением комплекса физико-механических характеристик ОС различной структуры с учетом влияния процессов развития и спада ВЭ деформации, необходимых для достоверной оценки эксплуатационной надежности остекления с позиций прочности.

Цель работы

Исследование влияния высокоэластической деформации на напряженно-деформированное состояние неориентированных авиационных органических стекол с линейной и редко сшитой структурой, а также ориентированных органических стекол при условиях, близких к эксплуатационным, для повышения эксплуатационной надежности органического остекления сверхзвуковых самолетов с позиций прочности. В связи с этим решались следующие задачи:

1. Исследование закономерностей поведения ВЭ деформации и ее влияния на напряженно-деформированное состояние неориентированных авиационных ОС в зависимости от их структуры при условиях, близких к эксплуатационным.

2. Исследование температурно-временных закономерностей поведения усадочных деформаций и напряжений в ориентированном ОС редко сшитой структуры марки ВОС-2АО и их влияния на напряженное состояние остекления.

3. Уточнение перечня и определение физико-механических характеристик авиационных ОС различной структуры при условиях, близких к эксплуатационным, позволяющих учесть процессы развития и спада ВЭ деформации и необходимых предприятиям и КБ отрасли с целью оценки несущей способности элементов остекления по напряжениям и разработчикам материалов при создании новых и модификации имеющихся ОС.

4. Разработка комплекса методик исследования и оценки физико-механических характеристик ОС различной структуры с целью учета влияния процессов развития и спада ВЭ деформации на напряженно-деформированное состояние ОС, в том числе при дезориентации ориентированных ОС.

Научная новизна работы

1. Установлены закономерности развития и спада ВЭ деформации в ОС различной структуры при условиях, близких к эксплуатационным, в том числе закономерности процесса спада ВЭ деформации при температурах близких к температуре размягчения.

2. Впервые исследованы закономерности поведения усадочных деформаций и напряжений в ориентированном ОС редко сшитой структуры марки ВОС-2АО, что необходимо для корректной оценки несущей способности деталей остекления из ориентированных ОС и назначения режимов их эксплуатации.

3. Уточнен перечень характеристик, необходимых для учета влияния ВЭ деформации при оценке напряженно-деформированного состояния ОС, и с использованием разработанных методик получены их зависимости для всего эксплуатационного диапазона температур.

4. Впервые выявлены температурно-деформационные зависимости равновесных напряжений для ОС линейной (СО-120) и редко сшитой (ВОС-2) структуры.

5. Предложены единые для ОС различной структуры математическая модель поверхности равновесного деформирования и аналитическое уравнение для аппроксимации температурных зависимостей модулей упругости (для различных скоростей деформирования) и равновесных напряжений.

Практическая значимость работы; разработан комплекс методик, позволяющих полностью охарактеризовать свойства ОС, проведены исследования физико-механических характеристик ОС в диапазоне их рабочих температур с учетом развития и спада ВЭ деформации, которые позволяют повысить достоверность оценки несущей способности изделий из ОС по напряжениям без увеличения объема летных и стендовых испытаний. Результаты работы могут быть использованы в качестве справочных данных при разработке новых марок ОС.

Апробация работы

Основные результаты диссертационной работы докладывались автором на международных и всероссийских научных конференциях и семинарах: III и IV международных конференциях «Деформация и разрушение материалов и наноматериалов» (Москва, 2009, 2011 гг.); научной школе «Физико-механические аспекты разрушения авиационных материалов», посвященной 100-летию со дня рождения профессора Я.Б.Фридмана (Москва, 2011 г.); научных программ выставок «Экспо Контроль» (Москва, 2011, 2012 гг.); научных чтениях им. члена-корреспондента РАН И.А. Одинга «Механические свойства современных конструкционных материалов» (Москва, 2012 г.); научно-технической конференции «Прочность конструкций летательных аппаратов» (Московская область, г. Жуковский, 2012г.).

Публикации

По материалам диссертации опубликовано 8 печатных работ, в том числе 3 работы в изданиях, входящих в перечень ВАК:

- Харитонов Г.М., Хитрова О.И., Яковлев И.О., Ерасов B.C. Закономерности поведения ВЭ деформаций в авиационных стеклах из линейных и поперечносшитых полимеров при знакопеременных нагружениях. Авиационная промышленность. № 3, 2011.

- Яковлев Н.О., Ерасов B.C., Сентюрин Е.Г., Харитонов Г.М. Релаксация остаточных напряжений в авиационных органических стеклах при послеполетной стоянке самолета. Авиационные материалы и технологии. № 2, 2012.

- Ерасов B.C., Яковлев Н.О., Нужный Г.А. Квалификационные испытания материала - основа его безопасного и эффективного применения в конструкции. В сб.: Авиационные материалы и технологии. (Приложение к журналу: Авиационные материалы и технологии). 2012.

выводы

1. Исследованы особенности упруго-высокоэластического поведения неориентированных ОС линейной и редко сшитой структуры. Впервые получены характеристики развития и спада ВЭ деформации в условиях нагружения, близких к эксплуатационным, в диапазоне температур от 24 °С до > ТР. Установлено, что для теплостойкого стекла редко сшитой структуры марки ВОС-2 (ТР = 145 °С) влияние процессов развития и спада ВЭ деформации на физико-механические характеристики проявляется при более высоких температурах, чем для стекла линейной структуры марки СО-120 (ТР = 120 °С). В то же время закономерности их изменения при условиях нагружения, близких к эксплуатационным, во всем диапазоне рабочих температур, вплоть до температуры (ТР + 30) °С, аналогичны.

2. Определены состав и условия получения характеристик ОС различной структуры, необходимых для моделирования результирующих и остаточных температурных напряжений в органическом остеклении сверхзвуковых самолетов с учетом влияния ВЭ деформации. Экспериментально получены температурно - деформационно - временные зависимости этих характеристик для ОС марок СО-120 и ВОС-2.

3. Получены кривые релаксации остаточных напряжений в ОС марок СО-120 и ВОС-2, эквивалентные кривым релаксации напряжений за время стоянки самолета после полета с нагревом остекления до температуры > (ТР — 15) °С. Показана возможность использования кривых релаксации напряжений, определенных во вторых полуциклах нагружения (растяжения) образцов ОС при комнатной температуре, для моделирования релаксации остаточных послеполетных напряжений.

4. Решена научно-техническая проблема методологии определения физико-механических и релаксационных характеристик авиационных ОС различной структуры, учитывающих влияние процессов развития и спада ВЭ деформации и отражающих температурно-деформационно-временные закономерности ее изменения при условиях, близких к эксплуатационным.

5. Для ОС различной структуры впервые экспериментально получены поверхности равновесного деформирования в координатах деформация -напряжение - температура, имеющие подобный вид и определяющие закономерности поведения ВЭ деформации в ОС. Предложена математическая модель равновесного напряженно-деформированного состояния ОС (поверхности равновесного деформирования) на базе 4-х параметрической ассиметричной сигмоидальной функции.

6. Предложено аналитическое уравнение для аппроксимации температурных зависимостей модулей упругости и начальных напряжений для различных скоростей деформирования, позволяющее перейти от расчетов по дискретным экспериментальным данным к непрерывным зависимостям, повышая точность расчетов.

7. Для ориентированного ОС марки ВОС-2АО исследованы закономерности развития усадочных деформаций и напряжений при характерных для эксплуатации температурах. Установлено, что развивающиеся в ОС марки ВОС-2АО со степенью вытяжки 50 % усадочные напряжения не зависят от температуры и стремятся к общему асимптотическому пределу, равному 1,1 1,2 МПа.

8. На основании полученных материалов в ОАО «ЛИИ им. М.М. Громова» при участии автора разработана методика сопровождающего летно-прочностные испытания моделирования результирующих и остаточных температурных напряжений в остеклении из неориентированного ОС линейной и редко сшитой структуры во всем диапазоне их рабочих температур.

1. Бартенев Г.М., Френкель СЛ. Физика полимеров. Л.: Химия, 1990. 432 с.

2. Волынский А.Л., Бакеев Н.Ф. Структурные аспекты неупругой деформации стеклообразных полимеров // Высокомолекулярные соединения. 2005. Серия С. Том 47. № 7. С. 1332 1367.

3. Бартенев Г.М. Прочность и механизм разрушения полимеров. М.: Химия,1984. 280 с.

4. Гуль В.Е., Кулезнев В.Н. Структура и механические свойства полимеров: Учеб. для хим.-технолог. вузов. М.: Изд. «Лабиринт», 1994. 367 с.

5. Огибалов П.М., Малинин Н.И., Нетребко В.П. и др. Конструкционные полимеры. В сб.: Методы экспериментального исследования / под ред. Огибалова П.М. М.: Изд. МГУ им. Ломоносова М.В., 1972. 322 с.

6. Указатель терминов по физике и физико-химии полимеров / под ред. H.A. Платэ. М.: ВИНИТИ. 1983. 45 с.

7. Аскадский A.A. Деформация полимеров. М.: Химия. 1973. 448 с.

8. Сакисов В.Ш., Бекина A.A., Москин И.В. О влиянии предварительной высокоэластической деформации на релаксацию напряжения ориентированных волокон при сложных режимах нагружения // Известия высших учебных заведений. 2007. № 3 (298). С. 127 131.

9. Волынский А.Л. и др. О механизме деформации полимерных стекол / Волынский А.Л., Кечекьян A.C., Гроховская Т.Е., Люлевич В.В., Баженов С.Л., Озерин А.Н., Бакеев Н.Ф. // Высокомолекулярные соединения. -2002. Серия А. Том 44. № 4. с. 615 628.

10. Бочарников В.К. Формование деталей из органического стекла // В сб.: Материалы остекления самолетов. М.:ОНТИВИАМ. 1961. С. 55 60.

11. П.Гудимов М.М. Термопласты в авиастроении // В сб.: Термопластичные материалы в авиастроении. М.: ОНТИВИАМ. 1977. С. 3 5.

12. Дударь Л.А. Получение деталей остекления контактным формованием с улучшенными оптическими свойствами // См. 9. С. 60 65.

13. Клицов A.A. Метод изготовления деталей остекления из ориентированного стекла // См. 9. С. 78 87.

14. Мекалина И.В. Высокотемпературные органические стекла частично сшитой структуры для сверхзвуковых самолетов: Диссертация кандидата технических наук: 05.16.09. М., 2010. 135 с.

15. Горелов Ю.П., Чмыхова Т.Г., Шалагинова И.А. Новые органические стекла для авиастроения // Пластические массы. 2009. № 12. С. 20 22.

16. Касюк В.Д. Испытания при длительных статических нагрузках // Труды ВИАМ № 9. Неметаллические материалы. М. Государственное издательство оборонной промышленности. 1959.С. 406 -417.

17. ГОСТ 10667-90 Стекло органическое листовое. Технические условия. -М. 1990.-33 с.

18. Тригуб Т.С., Мекалина И.В., Горелов Ю.П., Шалагинова И.А. Органическое стекло для высокоскоростной авиации // Авиационная промышленность. 2007. № 1. С. 39 42.

19. Тригуб Т.С., Гудимов М.М., Сентюрин Е.Г., и др. Новый материал для остекления самолетов // См. 9. С. 6 9.

20. Гудимов М.М. Термопласты в авиационной промышленности // В сб. Термопласты в авиационной технике. М. 1973. С. 1 2.

21. Паспорт № 158 на стекло органическое марки СТ-1 (СО-120). М.: ВИАМ.

22. Богатов A.B., Тригуб Т.С., Мекалина И.В., Айзатулина М.К. Оценка эксплуатационных характеристик новых теплостойких органических стекол ВОС-1 и ВОС-2 // Авиационные материалы и технологии. 2010. №1. С. 21 -26.

23. Богатов В.А., Сентюрин Е.Г., Тригуб Т.С., Мекалина И.В. Органические стекла для высокоскоростной авиации // В сб.: 75 лет. Авиационные материалы. М.: ВИАМ. 2007. С. 261 266.

24. ТУ 2216-474-00208947-2006 Стекло органическое марки ВОС-2. 23 с.

25. ТУ 2216-396-00208947-2003 Стекло органическое термостабильное марки ВОС-1 (Т2-55М).

26. Паспорт № 489 на материал оргстекло Т2-55. М.: ВИАМ.

27. Мекалина И.В. и др. Новое высокотеплостойкое ориентированное стекло марки ВОС-2АО / Мекалина И.В., Тригуб Т.С., Богатое A.B., Сентюрин Е.Г. // Авиационные материалы и технологии. 2010. №3. С. 14 19.

28. Гудимов М.М. Трещины серебра на органическом стекле. М.: Издательство ЦИПКК АП, 1997. 260 с.

29. Скворцов JIM. «Серебро» и трещины в деталях остекления фонарей самолетов из органического стекла СОЛ // В сб.: Материалы остекления самолетов. М.: ОНТИВИАМ. 1962. С. 121 133.

30. Тынный А.Н., Ярошевская Л.С., Сентюрин Е.Г. Развитие усталостных трещин в полиметилметакрилате // Физико-химическая механика материалов. 1983. № 4. С. 61 65.

31. Финогенов Г.Н., Паншин Б.И., Кулаков Г.П. К методике определения вязкости разрушения органического стекла // Физико-химическая механика материалов. 1977. № 4. С. 32 34.

32. Крень А.П., Рудницкий В.А. Использование энергетического подхода для определения трещиностойкости полиметилметакрилата индентированием // Заводская лаборатория. Диагностика материалов. 2008. №12. Том 74. С. 55 -57.

33. Монахов И.А. Новый метод определения сопротивления поверхностному растрескиванию (серебростойкости) органического стекла // Труды ВИАМ № 5. М.: ОБОРОНГИЗ. 1956. С. 92 100.

34. Инденбом В.Л. О напряжениях на поверхности стеклоизделий // Журнал технической физики. 1956. Том XXVI. Выпуск 2. С. 370 374.

35. Ларионов В.П., Семенов Х.Н. Методика высокоскоростного фотографирования возникновения микротрещин «серебра» // Заводская лаборатория. Диагностика материалов. 1998. № 11. Т. 64. С. 59 61.

36. Железняков Ю.Д., Артемов Д.В. Исследование долговечности элементов органического самолетного остекления // Авиационная промышленность. 1993. №5-6. С. 53 -55.

37. Бессонов М.И., Ващенко B.C., Кувшинский Е.В. Определение «серебростойкости» прозрачных пластмасс на клиновидных образцах. Заводская лаборатория. 1960. № 12. С. 1390 1391.38. ПИ 1.2А.487-97

38. Монахов И.А. Разработка метода определения напряжений в деталях остекления // Труды ВИАМ № 5. М.: ОБОРОНГИЗ. 1956. С. 87 91.40. ММ 1.2.014-200241. ММ 1.2.032-2004

39. Гудимов М.М., Перов Б.В. Органическое стекло. М.: Химия. - 1981. -216 с.

40. Перов Б.В., Гудимов М.М. Ориентированное органическое стекло. М.: ОБОРОНГИЗ. - 1961. -49 с.

41. Перов Б.В. Органическое стекло, ориентированное методом плоскостного растяжения // Ориентированное органическое стекло в самолетостроении: материалы научно-технического совещания. М.: ОНТИ. 1962. С. 25-33.

42. Гудимов М.М. Думнов М.В., Бабакова Н.И. и др. Органическое стекло, ориентированное методом плоскостного сжатия // В сб. Ориентированное органическое стекло в самолетостроении. М.: ОНТИ. 1962. С. 33 -40.

43. ПИ 1.2А.488-97 Ориентация органических стекол. Взамен ПИ 1.2.31589. Введена 01.04.98. ВИАМ. 11 с.

44. Финогенов Г.Н. Исследование механических свойств конструкционных пластмасс при повторных статических нагрузках: Автореферат диссертации кандидата технических наук. М. 1963. с.

45. Финагенов Г.Н. Статическая выносливость ориентированногоорганического стекла в условиях температуры и концентрациинапряжений // Ориентированное органическое стекло в140самолетостроении: материалы научно-технического совещания. М.: ОНТИ. 1962. С. 44-49.

46. Перов Б.В. Основы создания и применения ориентированных органических стекол в авиационной технике: Диссертация доктора технических наук: 05.02.01. М. 383 с.

47. Перов Б.В., Куклин Э.А., Осикина Е.С. и др. Ориентационная вытяжка конструкционных материалов // См. 9. С. 9 15.

48. Харитонов Г.М., Хитрова О.М. Напряженно-деформированное состояние монослойного остекления фонарей самолетов // Авиационная промышленность. 1993. № 5-6. С. 55 60.

49. Харитонов Г.М., Хитрова О.И., Ерасов В.С.и др. Влияние эксплуатационных условий нагружения на упругопластические характеристики авиационного органического стекла // Авиационная промышленность. 2006. № 2. С. 43 48.

50. Харитонов Г.М. Разработка физико-математической модели напряженного состояния материалов самолетного остекления в реальных условиях эксплуатации: Отчет о НИР № К2-2004-02 / ЗАО «Конвед-2 ЛИИ». Жуковский. 2004. 100 с.

51. Харитонов Г.М. Анализ температурно-деформационных параметров нагружения материалов самолетного остекления из термопластов в условиях реальных полетов, типичные схемы деформирования: Отчет о НИР № К2-2002-01 / ЗАО «Конвед-2 ЛИИ». Жуковский. 2002.

52. Портнов И.Я. Экспериментальные исследования прочности и выносливости остекления высокоскоростных самолетов // В сб.: Термопласты в авиационной технике. М.: ОНТИВИАМ. 1974. С. 17 19.141

53. Беляев М.С. Разработка методов и средств для оценки эксплуатационной живучести материалов самолетного остекления: Отчет о НИР №А18-0301/2002-2-630-6Р-4.М. 2002. 17 с.

54. Гудимов М.М., Сентюрин Е.Т. Создание авиационного остекления // Авиационная промышленность. 1993. № 5-6. С. 46 50.

55. Харитонов Г.М., Мякотина J1.C. Работа остекления фонарей скоростных самолетов в условиях полета // В сб.: Термопласты в авиационной технике. М.: ОНТИВИАМ. 1974. С. 26 32.

56. Бартенев Г.М., Валишин A.A. Природа внутренних напряжений в полимерах // См. 9. С. 110 117.

57. Монахов И.А. Исследование деформации и напряжений деталей остекления из органического стекла // Исследование свойств неметаллических материалов. 1952. № 158. С. 3 - 6.

58. Паншин Б.И., Касюк В.Д. Сопротивление органических стекол растяжению в условиях градиента температуры по толщине материала // Механика полимеров. 1969. № 6. С. 963 969.

59. Белов В.В. Анализ термонапряженного состояния остекления фонаря сверхзвукового маневренного самолета // В сб.: Аэродинамика и прочность конструкций летательных аппаратов. Новосибирск. Изд. СибНИА. 2005. С. 217.

60. Гуль В.Е., Кулезнев В.Н. Структура и механические свойства полимеров. М.: Высшая школа. 1966. 314 с.

61. Харитонов Г.М. Исследование упругопластического поведения термопластов при знакопеременных нагружениях и нагревах и разработка рекомендаций по доработке методики расчета температурных и остаточных напряжений: Отчет о НИР № 23 8-03-II / ЛИИ. 2003.

62. Харитонов Г.М. Исследование физико-механических характеристик термопластов с учетом условий эксплуатации для разработки комплексной методики их летных испытаний: Отчет о НИР № 212-11-04 / ЛИИ. 2004.

63. Харитонов Г.М. Хитрова О.И., Сальников Н.Д. и др. Температурные напряжения в авиационном органическом остеклении, работающем в области упругопластических деформаций // Авиационная промышленность. 2007. №4. С. 53 -57.

64. Огибалов М.П., Ломакин В.А., Кишкин Б.П. Механика полимеров. М.: Изд. МГУ. - 1975.

65. Бартенев Г.М., Зуев Ю.С. Прочность и разрушение высокоэластических материалов. М.: Химия. 1964.

66. Беляев М.С., Ерасов B.C., Нагаюк И.И. Исследование статического модуля упругости органических стекол для самолетного остекления // Авиационные материалы и технологии. С. 46-50.

67. Беляев М.С., Нагаюк И.И., Ерасов B.C. Отчет о НИР. ВИАМ. 2003.

68. Разработка методики определения физико-механических и ресурсных характеристик материалов самолетного остекления при «жестком» цикле нагружения с использованием автоматизированного комплекса MTS: Отчет о НИР № А18-0302/2004-6-630-13Пл-7. М. 2005. 15 с.

69. ММ 1.595-30-311-2007 Методика определения модуля упругости Е при растяжении и сжатии органических стекол в интервале температур от 40 до + 160 °С. Введен 01.01.2008. ВИАМ. 6 с.

70. РТМ 1.2.181-2005 Определение модуля упругости при растяжении и сжатии органических стекол в интервале температур от 40 до +20°С. Введен 01.01.2006. ВИАМ. 6 с.

71. ММ 1.595-30-132-2002. Методика определения модуля упругости Е при растяжении и сжатии органических стекол. Введен 01.01.2003. ВИАМ. 4 с.

72. MIL-P-25690B Plastic, Sheets and Formed Parts, Modified Acrylic Base, Monolithic, Crack Propagation Resistant. 30 c.

73. Plexiglas Sheet Products for Aircraft Transparencies. Evonik industries. 8 c.

74. Aerospace Products. Spartech policast. 4 c.

75. Справочник Авиационные материалы. Том 8. Термопластичные, декоративно-отделочные материалы и пенопласты / под ред. Е.Н. Каблова. М.: ФГУП ВИАМ, 2002.

76. Справочные данные по физико-механическим свойствам листового органического стекла. М.: ОБОРОНГИЗ. 1955. 35 с.

77. Аржаков М.С. Обобщенное описание механических и релаксационных свойств полимерного стекла: Диссертация на соискание ученой степени доктора химических наук в виде научного доклада. М. 2003. 48с.

78. Kang Chen. Theory of nonlinear creep in polymer glasses / Kang Chen, Kenneth S. Schweizer, Rebecca Stamm, Eunwoong Lee, James M. Caruthers //The journal of chemical physics. 2008. V. 129. P. 184904 184904.

79. Hau-Nan Lee. Due reorientation as a probe of stress-induced mobility in polymer glasses / Hau-Nan Lee, Keewook Paeng, Stephen F. Swallen, M.D. Ediger// J. Chem. Phys. 2008.V. 128. P. 134902-1 134902-9.

80. Финогенов Г.Н. Длительная прочность, ползучесть трещиностойкость авиационных пластмасс и клеев: Автореферат диссертации доктора технических наук. М. 1996. 20 с.

81. Суворова Ю.В., Финогенов Т.Н., Муралис И.И. Методика расчета релаксации напряжений пластмасс по кривым ползучести // Механика композитных материалов. 1979. С. 357 359.

82. Аскадский А.А., Кондращенко В.И. Компьютерное моделирование полимеров. М.: Научный мир. 1999. 544 с.

83. Паншин Б.И., Кириллов В.Н. Определение минимального необходимого времени нагрева или охлаждения образцов пластмасс при механических испытаниях // Заводская лаборатория. 1967. Т. XXXIII. № 2. С. 230 233.

84. Паншин Б.И. Испытания механических свойств неметаллических материалов // Труды ВИАМ № 9. Неметаллические материалы. М.: Государственное издательство оборонной промышленности. 1959. С. 326-365.

85. Большаков В.Д. Теория ошибок наблюдений с основами теории вероятностей. М.: Недра, 1965.

86. Зайдель А.Н. Элементарные оценки ошибок измерений. JL: Наука, 1968.

87. Christian Ritz, Jens Strebig, Analysis of dose-response curves. 2012.

88. Paul G. Gottschalk, John R. Dunn, The five-parameter logistic: A characterization and comparison with the four-parameter logistic. Analytical Biochemistry 343 (2005) 54 65