Preview

Научный вестник МГТУ ГА

Расширенный поиск

АНАЛИТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ КЛЕЕВОГО РЕМОНТА ПОВРЕЖДЕНИЙ ОБШИВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ДЕГРАДАЦИИ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛА

https://doi.org/10.26467/2079-0619-2016-19-6-118-126

Полный текст:

Аннотация

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).

Список литературы

1. Baker A.A. Repair of metallic airframe components using fibre-reinforced polymer (FRP) composites. Rehabilitation of Metallic Civil Infrastructure Using Fiber Reinforced Polymer (FRP) Composites. Woodhead Publishing Ltd. 2014, pp. 11-59

2. Rose L.R.F. An application of the inclusion analogy. International Journal of Solids and Structures. 1981, vol. 17, pp. 827-838

3. Назаров С.А. Теорема Эшелби и задача об оптимальной заплате // Алгебра и анализ. 2009. Т. 21, № 5. С. 155-195

4. Гольдштейн Р.В., Шифрин Е.И. Интегральные уравнения задачи об упругом вклю- чении. Полное аналитическое решение задачи об эллиптическом включении // Известия РАН. Механика твердого тела. 2004. № 1. C. 50

5. Duong C.N. An engineering approach to geometrically nonlinear analysis of a one-sided composite repair under thermo-mechanical loading. Composite Structures. 2004, vol. 64, pp. 13-21

6. Eshelby J.D. The determination of the elastic field of an ellipsoidal inclusion and related problems. Proceeding of Royal Society (London) A241. 1957, pp. 376-396

7. Beom H.G. Analysis of a plate containing an elliptic inclusion with eigencurvatures. Ar- chive of Applied Mechanics. 1998, vol. 68, pp. 422-432

8. Rose L.R.F. Theoretical analysis of crack patching. Bonded Repair of Aircraft Structure. Kluwer Academic Publisher. 1988, pp. 77-106

9. Joseph P.F., Erdogan F. Plates and Shells Containing a Surface Crack Under General Loading Conditions. NASA Contractor Report 178323. 1987

10. Joseph P.F., Erdogan F. Surface crack problems in plates. International Journal of Frac- ture. 1989, vol. 41, pp. 105-131

11. Wang C.H., Rose L.R.F. A crack bridging model for bonded plates subjected to tension and bending. International Journal of Solids and Structure. 1999, vol. 36, pp. 1985-2014

12. Hart-Smith L.J. Adhesive-Bonded Single-Lap Joints. NASA report CR-112236. 1973

13. Артюхин Ю. П. Модифицированная теория Голанда - Рейсснера склеенных пла- стин // Исследования по теории пластин и оболочек. 1975. Вып. 11. С. 136-148

14. Царахов Ю.С. Конструирование соединений элементов ЛА из композиционных ма- териалов. М.: МФТИ, 1980. 81 с

15. Philippidis T.P., Vassilopoulos A.P. Fatigue design allowables for GFRP laminates based on stiffness degradation measurements. Composite Science and Technology. 2000, vol. 60 (15), pp. 2819-2828

16. Philippidis T.P., Vassilopoulos A.P. Fatigue of composite laminates under off-axis load- ing. International Journal of Fatigue. 1999, vol. 21, pp. 253-262

17. Лурье С.А, Дудченко А.А, Кадарман Х., Семернин А. В. О моделировании дегра- дации механических характеристик композиционных материалов вследствие накопления по- вреждений // Сб. трудов конф. «Современные проблемы механики гетерогенных сред». М.: Изд-во РАН, 2005. С. 202-219

18. Van Paepegem W. Fatigue damage modeling of composite materials with the phenomeno- logical residual stiffness approach. Fatigue Life Prediction of Composites and Composite Structures. Woodhead Publishing Ltd. 2010, pp. 102-138

19. -T6 and 2024-T351 Aluminum Alloy Fatigue Crack Growth Rate Data. NASA report TM-2005-213907. 2005


Для цитирования:


Федотов А.А., Ципенко А.В. АНАЛИТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ КЛЕЕВОГО РЕМОНТА ПОВРЕЖДЕНИЙ ОБШИВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ДЕГРАДАЦИИ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛА. Научный вестник МГТУ ГА. 2016;19(6):118-126. https://doi.org/10.26467/2079-0619-2016-19-6-118-126

For citation:


., . ANALYTICAL MODEL OF DAMAGED AIRCRAFT SKIN BONDED REPAIRS ASSUMING THE MATERIAL PROPERTIES DEGRADATION. Civil Aviation High TECHNOLOGIES. 2016;19(6):118-126. (In Russ.) https://doi.org/10.26467/2079-0619-2016-19-6-118-126

Просмотров: 128


Creative Commons License
Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.


ISSN 2079-0619 (Print)
ISSN 2542-0119 (Online)