аспирант
PhD student,
Moscow
д.т.н., заведующий кафедрой
Doctor of Science, Head of Chair,
Moscow
Поиск оптимальных вариантов композитных ремонтных заплат позволяет увеличить время эксплуатации поврежденной конструкции летательного аппарата. Для грамотного выбора варианта ремонта необходимо иметь расчетный комплекс, который прогнозирует напряженно-деформированное состояние системы «конструкция - клей - заплата» и учитывает скорость роста повреждения при изменении свойств материалов. Предлагается вари- ант построения такого комплекса, основанного на методе инклюзии.Для расчета клеевого ремонта схема соединения разбивается на две области - металлическая пластина с отверстием по форме заплаты и составная пластина (инклюзия) «заплата - клеевой слой - обшивка». Расчет прово- дится в следующие три этапа.Оценка влияния заплаты на напряженно-деформированное состояние обшивки и распределение внут- ренних усилий между обшивкой и заплатой при отсутствии повреждений. Расчет напряженно-деформированного состояния проводится отдельно для пластины с отверстием и для инклюзии с последующей стыковкой решений по условиям совместности деформаций.Определяется характер развития повреждения при новом напряженно-деформированном состоянии об- шивки из-за присутствия приклеенной заплаты - проводится расчет коэффициентов интенсивности напряжений в трещине обшивки для определения параметров роста этой трещины. Заплата моделируется набором «пружин», перекрывающих трещину и соединяющих ее берега.Анализ деградации упругих свойств материала заплаты. Эффективность ремонта оценивается по степе- ни замедления роста трещины в исходном материале по сравнению со случаем отсутствия заплаты.Приведен пример расчета эффективности ремонта трещины от числа циклов нагрузки для обшивки из алюминиевого сплава 7075-Т6, и композитных заплат с квазиизотропной укладкой из угле-, стекло- и боропласти-ка с эпоксидным связующим, и из гибридного металл-полимерного материала GLARE.Из анализа результатов видно, что наиболее эффективна углепластиковая пластина. Наименьшая эффективность у стеклопластиковой заплаты из-за ее низкой жесткости. Заплата из GLARE, состоящая из стекло- пластиковых слоев, но сориентированных поперек повреждения, эффективна на уровне угле- и боропластико-вых заплат.Предложенная методика расчета клеевых ремонтов и соответствующая расчетная модель позволяют оперативно производить анализ возможных случаев повреждения конструкции и подбирать оптимальный вариант установки заплаты с учетом фактора долговечности материала под действием циклических нагрузок (пренебрежение этой информацией может привести к установлению неадекватных интервалов осмотра места повреждения и повлиять на экономические показатели эксплуатации летательного аппарата и безопасность полетов).
The search of optimal variants for composite repair patches allows to increase the service life of a damaged air- plane structure. To sensibly choose the way of repair, it is necessary to have a computational complex to predict the stress- strain condition of "structure-adhesive-patch" system and to take into account the damage growth considering the material properties change. The variant of the computational complex based on inclusion method is proposed.For calculation purposes the repair bonded joint is divided into two areas: a metal plate with patch-shaped hole and a "patch-adhesive layer-skin" composite plate (inclusion).Calculation stages:Evaluation of the patch influence to the skin stress-strain condition, stress distribution between skin and patch in the case of no damage. Calculation of the stress-strain condition is performed separately for the skin with hole and for the inclusion; solutions are coupled based on strain compatibility.Definition of the damage growth parameters at new stress-strain condition due to bonded patch existence. Skincrack stress intensity factors are found to identify the crack growth velocity. Patch is modelled as a set of "springs" bridging the crack.Degradation analysis of elasticity properties for the patch material.Repair effectiveness is evaluated with respect to crack growth velocity reduction in the initial material in compari- son with the case of the patch absence.Calculation example for the crack repair effectiveness depending on number of loading cycles for the 7075-T6 aluminum skin is given. Repair patches are carbon-epoxy, glass-epoxy and boron-epoxy material systems with quasi- isotropic layup and GLARE hybrid metal-polymeric material.The analysis shows the high effectiveness of the carbon-epoxy patch. Due to low stiffness, the glass-epoxy patchdemonstrates the least effectiveness. GLARE patch containing the fiberglass plies oriented across the crack has the same effectiveness as the carbon and boron patches.Proposed bonded repair calculation method and corresponding computational model allow to analyze effectively the possible structural damage cases and to select optimal variant of patch installation subject to material durability undercyclic loads. Lack of this information may lead to establishing the inadequate inspection intervals of the damage locationand may reflect on economic factors of the airplane maintenance and flight safety.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.