Проектування та конструктивно-технологічні рішення енергозберігаючого формотворного оснащення регламентованого ресурсу для виробництва авіаконструкцій із композитів

Размещено на http://www.allbest.ru/

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут»

УДК 621.7.073:620.22

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Проектування та конструктивно-технологічні рішення енергозберігаючого формотворного оснащення регламентованого ресурсу для виробництва авіаконструкцій із композитів

Спеціальність 05.07.02 - проектування, виробництво та випробування літальних апаратів

Пургіна Світлана Михайлівна

Харків - 2011

Дисертацією є рукопис

Робота виконана в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут» Міністерства освіти і науки України. енергетичний резистивний авіаконструкція

Науковий керівник: кандидат технічних наук, доцент Шевцова Марина Анатоліївна, Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», доцент кафедри авіаційного матеріалознавства.

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор Гайдачук Віталій Євгенович, Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», завідувач кафедри проектування ракетно-космічних апаратів;

кандидат технічних наук, доцент Петропольський Віктор Сергійович, Державне підприємство «Антонов», головний спеціаліст з композиційних матеріалів.

Захист відбудеться 18 березня 2011р. о 14-00 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.04 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут» за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут» за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.

Автореферат розісланий «15» лютого 2011 р.

Вчений секретар спеціалізованої вченої ради Застела О.М.

Загальна характеристика роботи

Актуальність теми. У багатьох випадках створення нової конкурентоспроможної техніки, в тому числі й літальних апаратів (ЛА), неможливо без використання сучасних полімерних композитних матеріалів (ПКМ). Однак стримуючими чинниками їх широкого застосування у виробах великих габаритних розмірів є складність і висока вартість процесу виготовлення. У першу чергу, це пов'язано з необхідністю використання дорогого і енергоємного нагрівального обладнання та важкістю забезпечення регламентованої точності контуру виробів такого типу. Вирішення останньої проблеми можливе за умови гарантування стабільності форми та розмірів формотворного оснащення (ФО) протягом всього строку його служби з урахуванням появи та накопичення залишкових деформацій у формотворній поверхні (ФП) оснащення в процесі його експлуатації, що призводить до зниження ресурсу устаткування.

Більшість конструктивно-технологічних рішень ФО, що зараз використовують, не завжди задовольняють головні вимоги надійності, тобто збереження експлуатаційних характеристик протягом всього строку служби, та ефективності, що передбачає зручність використання, окупність і низку вартість.

У цей час увага дослідників значною мірою сконцентрована на складанні універсальних алгоритмів прогнозування поведінки ФО в процесі формування авіаційної конструкції; проведенні досліджень впливу стану ФО, ресурс якого спливає, на якість деталі, що виготовляють; а також удосконаленні методів формування авіаційних конструкцій великих габаритних розмірів із ПКМ.

Однак істотного підвищення ефективності процесу виробництва композитів можна досягти внаслідок переходу до нових методів формування, а саме використання ФО, що гріє. Його головною особливістю є можливість самостійного створення й контролю теплового потоку, спрямованого на робочу поверхню. Використання такого підходу дозволяє отримати задані фізико-механічні характеристики (ФМХ), габаритні розміри й форму виробів великих розмірів при зниженні вартості їх виробництва не лише шляхом оптимізації параметрів ФО, але й завдяки відмові від дорогого нагрівального обладнання і, як наслідок, зниження енергоспоживання.

Тому розроблення ФО із внутрішніми джерелами нагрівання, яке гарантуватиме досягнення необхідної якості авіаційної конструкції великих розмірів із ПКМ одночасно із зниженням витрат на її виготовлення протягом усього строку експлуатації ФО, є актуальною задачею.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Подана дисертація є частиною науково-дослідних робіт, що проводять у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського «ХАІ». Робота виконувалась здобувачем у рамках реалізації науково-дослідної держбюджетної теми Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «ХАІ» та Міносвіти і науки України Д403-32/2006 «Розробка наукових основ проектування і виробництва композитних конструкцій авіаційно-космічної техніки» ДР О106U001060, спрямованої на виконання Державної комплексної програми розвитку авіаційної промисловості України до 2010 року, затвердженої Постановою Кабміна України №1665-25 від 12.01.01 та Загальнодержавної (Національної) космічної програми України на 2003-2007рр., затвердженої Законом України від 24.10.02 р. №203-IV-2002, а також у рамках наукового проекту Senario (Advanced sensor and novel concepts for intelligent and reliable processing in bonded repairs) 6-ї Рамкової Програми Європейського Союзу.

Мета і завдання дослідження. Метою дисертації є зниження енергетичних витрат і собівартості виробництва композитних авіаконструкцій з високою точністю контуру шляхом використання ФО необхідного ресурсу із внутрішнім підігріванням. Для досягнення сформульованої мети в дисертації було поставлено та вирішено такі задачі:

1. Вдосконалено математичну модель для визначення ресурсу ФО із ФП плоского та циліндричного типу для формування конструкцій із ПКМ.

2. Розроблено методику визначення основних параметрів ФО за умови забезпечення його жорсткості в процесі формування при заданому ресурсі роботи.

3. Розроблено термодинамічну модель нестаціонарного теплообміну для системи «ФП + ПКМ».

4. Побудовано методику визначення параметрів резистивного шару ФО, що гріє, та термоковдри.

5. Адаптовано методи контролю та керування температурним полем нагрівальної системи.

6. Запропоновано узагальнену методику визначення параметрів ФО, що гріє, заданого ресурсу й потужності енерговитрат при мінімальних тепловіддачі та вартості.

Об'єктом дослідження є ФО для виробництва елементів конструкції ЛА з ПКМ.

Предметом дослідження є наукове забезпечення ефективності виготовлення економічного ФО заданого ресурсу для виготовлення виробів із ПКМ.

Методи дослідження. Розв'язання поставлених задач здійснюють шляхом теоретичних досліджень у галузі термодинаміки, теорії термопружності шаруватих оболонок, електротехніки, а також експериментальних досліджень, які виконано в лабораторних умовах із використанням стандартного устаткування, приладів і пристроїв.

Наукова новизна одержаних результатів полягає у наступному:

1. Дістала подальшого розвитку математична модель визначення ресурсу ФО з урахуванням залишкових деформацій, що накопичуються у ФП протягом всього строку експлуатації.

2. Вперше запропоновано новий підхід до проектування ФО з внутрішнім джерелом нагрівання, що комплексно об'єднує визначення параметрів оснащення та резистивного шару із мінімізацією вартості оснащення і енергетичних витрат процесу формування.

3. Удосконалено термодинамічну модель ФО з внутрішніми джерелами тепла, що дозволяє визначити потрібний закон змінення потужності нагрівального обладнання під час формування з урахуванням екзотермічного ефекту реакції полімеризації.

Практичне значення одержаних результатів полягає у наступному:

1. За допомогою вдосконалених розрахункових залежностей ресурсу ФО побудовано методику визначення раціональних параметрів оснащення для формування пакета ПКМ і запропоновано шляхи збільшення ресурсу та зниження маси ФО.

2. Розроблено методику визначення параметрів резистивного шару ФО або термоковдри для забезпечення рівномірного температурного поля в пакеті ПКМ, що формується.

3. Узагальнено методику розрахунку параметрів ФО заданого ресурсу із внутрішнім підігріванням, яке гарантує отримання композитних авіаконструкцій з високою точністю контуру із зниженням енергетичних витрат і вартості їх виробництва.

Результати проведених досліджень впроваджено на ДП «Антонов» і в навчальному процесі Національного аерокосмічного університету ім. М.Є.Жуковського «ХАІ» у вигляді рекомендацій і методик для проектування ФО, що підігрівається, та виконання курсового і дипломного проектів, а також в курсах лекцій для спеціальності «Конструювання і виробництво виробів із композиційних матеріалів».

Особистий внесок здобувача. В основу загальної концепції дисертації покладено ідеї наукового керівника доцента М.А. Шевцової. Основна частина реалізованих ідей, теоретичних і практичних розробок дисертації належить особисто здобувачеві. До їх числа входять: методика проектування ФО оболонкового типу, розрахунок параметрів нагрівального шару ФО, система керування нагріванням ФО. Це підтверджується трьома статтями, що опубліковані автором особисто.

У роботах, що опубліковані у співавторстві, здобувачу належить таке:

у статті [3] - удосконалений алгоритм розрахунку ресурсу композитного оснащення;

у статті [5] - алгоритм розрахунку ресурсу металевого оснащення, підкріпленого ребрами жорсткості;

у свідоцтві на корисну модель [6] - методика розрахунку резистивних елементів ФО, що гріє, та спосіб керування процесом нагріву.

Апробація результатів дисертації. Основні теоретичні положення та практичні результати роботи доповідалися автором на міжнародних науково-технічних конференціях «Інтегровані комп'ютерні технології в машинобудуванні» (м. Харків, 2004 - 2009 рр.), науково-технічній конференції молоді та студентства «Сучасні проблеми ракетно-космічної техніки і технології» (м. Харків, 2005, 2007 рр.), 6-й Московській міжнародній конференції «Теория и практика технологии изготовления изделий из композиционных материалов и новых металлических сплавов (ТПКММ)» (м. Москва, 2009 р.), XXIX міжнародній науково-практичній конференції «Композиционные материалы в промышленности» (м. Ялта, 2009 р.), а також на щорічних конференціях професорсько-викладацького складу Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «ХАІ» (2004 - 2010 рр.).

Публікації. Основні результати дисертації викладено у п'ятьох статтях, що опубліковані у профільних виданнях, включених до Переліку №1 ВАК України від 1999 р., одному авторському свідоцтві та одному науково-технічному звіті.

Структура і обсяг роботи. Дисертацію викладено на 161 сторінках, що містять 131 сторінки основного тексту, 67 ілюстрацій, 14 таблиць і список використаних джерел з 119 найменувань. Робота складається із вступу, чотирьох розділів, висновків і додатків.

Основний зміст роботи

У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертації, сформульовано мету й задачі дослідження, відображено наукову новизну та практичне значення одержаних результатів і відзначено особистий внесок автора.

У першому розділі наведено аналіз чинників, що впливають на якість конструкції з ПКМ, таких як: необхідний склад компонентів ПКМ, дотримання заданого режиму формування та конструктивно-технологічне рішення формотворного устаткування, що використовують. Під час цього аналізу виявлено переваги та недоліки формування в печі або автоклаві, а також недостатню ефективність та економічність альтернативних методів формування композитних виробів. Літературний огляд новітніх методів розрахунку параметрів ФО для виготовлення великогабаритних авіаційних конструкцій з ПКМ довів, що більшість із них не враховують процеси, що проходять в оснащенні під час формування виробу та мають значний вплив на його ресурс.

У цьому ж розділі сформульовано мету й задачі дослідження.

Другий розділ роботи присвячено вдосконаленню математичної моделі прогнозування ресурсу ФО. Під ресурсом розуміють кількість циклів формування, впродовж яких деталь, що виготовляють, має задану якість. Як критерій збереження працездатності ФО було прийнято умову неперевищення прогином ФП оснащення припустимого значення. Тоді ресурс може бути знайдений за формулою

, (1)

де [wзал] - припустимий залишковий прогин ФП, який задається згідно з вимогами до композитної конструкції, що формується;

wзал - залишковий прогин ФП на один цикл формування.

Залишковий прогин ФП визначають як різницю її максимального та пружного прогинів

, (2)

де wmax - повний прогин ФП, що враховує зміни ФМХ матеріалу ФП під час формування деталі;

wпр - пружний прогин ФП, який отримано згідно з припущенням про лінійно-пружну поведінку матеріалу ФП.

Прогин непідкріпленої частини ФО визначають шляхом розв'язання задачі термопружності багатошарової пологої оболонки, нижнім шаром якої є ФП (рис. 1), при цьому було прийнято припущення про ідеальне зчеплення ФП і ПКМ. Урахування зміни ФМХ матеріалів деталі та ФП під дією температури виконували з використанням емпіричних залежностей, наявних у літературі. Розв'язання задачі термопружності здійснювали з використанням варіаційного методу Рітца-Тимошенка.

Рис. 1. Розрахункова схема ФО

Переміщення точок початкової поверхні ФП було наведено у вигляді функції змінних х та у, що задовольняє умові відсутності прогину на краях комірки ФП:



(3)

де a, b - розміри комірки ФП оснащення;

Ai, Bi, Ci - невідомі коефіцієнти, що визначають з умови мінімуму повної потенціальної енергії системи

(4)

де Mx, My, Mxy, Nx, Ny, Nxy - моменти та зусилля, що діють у системі;

, - мембрані та згінні температурні коефіцієнті;

еx, еy, гxy і чx, чy, чxy - деформації та кривизни початкової поверхні оболонки (z = 0), які пов'язані з переміщеннями такими залежностями:

(5)

(6)

Після низки перетворень енергія деформації може бути подана у вигляді функції невідомих коефіцієнтів Ai, Bi, Ci

, (і=1…7). (7)

Мінімум функції (7) визначають за умов обернення в нуль всіх її похідних за наведеними коефіцієнтами функцій (3). Отже система рівнянь матиме вигляд

, (і=1…7). (8)

За даною методикою проведено дослідження чутливості ресурсу ФО до зміни конструктивних параметрів його ФП. На основі цього було обґрунтовано перелік конструктивних параметрів, які мають бути визначені під час проектування ФО заданого ресурсу.

Третій розділ присвячений розробленню методики проектування ФО. Аналіз результатів досліджень, які були виконані у другому розділі, показав, що найбільш раціональним за ресурсом і масою є підкріплене ФО (див. рис. 1), що складається з тонколистової ФП (1), і ребер жорсткості (2). Вихідними даними для проектування оснащення є геометрія деталі, що виготовлятиметься, властивості матеріалів деталі та ФП, режим формування та заданий ресурс ФО. Як критерій проектування було прийнято критерій мінімальної маси ФО. Проектними параметрами є товщина ФП, кількість і схема розташування підкріпних ребер. Для композитного ФО додатковим проектним параметром є схема армування його ФП.

Параметри ФО мають відповідати заданому ресурсу й наступним конструктивно-технологічним обмеженням:

1. Товщина металевої ФП має бути достатньою для реалізації обраного конструктивно-технологічного рішення (КТР) з'єднання з каркасом.

2. Товщина композитної ФП має бути кратною чотирьом значенням товщини моношару ПКМ для забезпечення симетричної схеми укладання шарів.

Визначення проектних параметрів оснащення, що задовольняють указані вище умови, виконували прямим перебиранням товщини ФП при прийнятій відстані розташування ребер і порівнянням розрахованої маси оснащення за наведеним на рис. 2 алгоритмом.

Рис. 2. Блок-схема алгоритму визначення раціональних параметрів ФО

При переході від гладкого ФО до підкріпленого характер графіків залежності для маси (суцільні лінії на рис. 3) не змінюється, проте графік залежності товщини (пунктирні лінії) набуває постійного характеру. Як правило, при достатній кількості підкріпних елементів за обома напрямками розрахована товщина ФП дорівнює мінімальній товщині, що прийнята за умови симетричного вкладання шарів для ПКМ або прокатки і зварюваності для металу. Найбільша кількість елементів жорсткості необхідна для забезпечення працездатності квадратного ФО та при співвідношенні габаритних розмірів 1/2 або 2/1.

Рис. 3. Зміна параметрів підкріпленого плоского ФО при збільшенні його габаритних розмірів

У більшості випадків для формування композитної конструкції раціональне ФО має каркас сіткового типу, однак при формуванні односпрямованих деталей можливе розташування елементів жорсткості лише за однією зі сторін ФП оснащення. Порівняння маси підкріпленого та гладкого ФО продемонструвало виграш у масі при використанні ФП: із склопластику (2) - в 14 разів, із вуглепластику (1) - в 7 разів, з алюмінієвого сплаву (3) - в 10 разів, зі сталі (4) - в 6 разів.

Крім основних методів забезпечення жорсткості ФП оснащення шляхом збільшення товщини ФП (гладке ФО) і введення каркаса (підкріплене ФО) у розділі розглянуто вплив композитних накладок і початкового прогину ФП на ресурс і конструктивні параметри устаткування. При використанні композитної накладки для підвищення жорсткості оснащення ФМХ ФП слід обирати таким чином, щоб коефіцієнти лінійного температурного розширення (КЛТР) системи, що складається з ФП і накладок, і деталі, що формується, були однаковими.

Якщо на практиці не можливо забезпечити виконання цієї умови, параметри накладки доцільно визначати з умови максимального ресурсу, варіюючи матеріал накладки та параметри її структури. Зниження маси та спрощення конструкції склопластикового ФО заданого ресурсу внаслідок застосування вуглепластикової накладки наведено в табл. 1.

Рис. 4. Вплив кривизни ФП на масу склопластикового підкріпленого ФО

Дослідження впливу кривизни ФП на масу ФО (рис. 4) довели, що кривизна ФП може суттєво вплинути на раціональні параметри та масу ФО. Зокрема, маса квадратного ФО з одинарною, подвійною однаковою та подвійною знакозмінною кривизною відповідно на 45, 28 та 40% менше ніж маса аналогічного за габаритними розмірами плоского оснащення.

Таблиця 1 Зміна параметрів склопластикового ФО за умови встановлення додаткової вуглепластикової накладки

Тип ФО	ФП	нак	m, шт.	n, шт.	H, 10-3 м	д, 10-3 м	M1, кг	ДM, %
Плоска ФП (k1=k2=0)
З ребрами жорсткості	[±45°]	--	9	9	29,76	0,5	12,88	0,5
З ребрами жорсткості й накладкою	[±45°]	[0°]3 або [90°]3	8	2	53,28	0,5	12,82
Циліндрична ФП (k1=1/4a, k2=0)
З ребрами жорсткості	[±45°]	--	7	4	38,99	0,5	10,54	13,8
З ребрами жорсткості й накладкою	[±45°]	[0°]2	5	2	51,85	0,5	9,09
ФП подвійної кривизни (k1=1/4a, k2=1/4b)
З ребрами жорсткості	[±45°]	--	4	9	38,99	0,5	12,25	1,8
З ребрами жорсткості й накладкою	[±45°]	[0°]2 або [90°]2	2	7	55,21	0,5	12,03

У табл. 1 позначено:

k1, k2 - кривизна ФП оснащення;

m, n - кількість ребер жорсткості в поздовжньому та поперечному напрямках;

Н - висота ребер жорсткості;

д - товщина ФП оснащення;

ФП, нак - схема армування ФП оснащення та накладки;

M, M1 - початкова та нова маса ФО.

Як і у випадку з плоским ФО, найбільша кількість елементів жорсткості спостерігається при співвідношенні габаритних розмірів оснащення 1/1, 1/2 і 2/1. Забезпечення необхідної жорсткості плоского ФО зі співвідношенням габаритних розмірів 1/4 і 4/1 потребує встановлення сіткового каркаса. Проте за наявності кривизни за одним із напрямів, розташування елементів жорсткості переважно односпрямоване і ребра встановлюють за більшою стороною ФП. Для ФП подвійної кривизни розташування елементів жорсткості переважно сіткове, проте для довгомірного вуглепластикового ФО будь-якої кривизни спостерігається односпрямоване розташування ребер жорсткості.

При зміні початкової кривизни ФП оснащення на величину припустимого прогину (із протилежним знаком) спостерігається збільшення ресурсу ФО. Це дозволяє спростити його конструкцію шляхом зменшення товщини ФП або кількості елементів каркаса. Як наслідок, зниження маси композитного оснащення досягає 30% при підвищенні ресурсу на 10…60%, але для металу виграш не перевищує 3…5%.

Зважаючи на сказане вище, визначення раціональних параметритів оснащення доцільно проводити з урахуванням реальної форми його поверхні.

У четвертому розділі наведені результати дослідження безавтоклавного формування композитних деталей великих габаритних розмірів із використанням ФО що гріє (рис. 5), або термоковдри. Нагрівання ФО такого типу відбувається шляхом резистивного шару, що встановлюють на деяку глибину у ФП. Електрична енергія, яка подається до ФО, витрачатиметься для забезпечення необхідного температурного режиму формування виробу та на компенсацію теплових витрат, які виникають унаслідок конвективного теплообміну із навколишнім середовищем.

У дисертації розроблено методику визначення потужності нагрівального шару, яка необхідна для забезпечення заданого режиму формування пакета з ПКМ. Для цього було побудовано термодинамічну модель нестаціонарного теплообміну в системі, що нагрівається (рис. 6), яка базується на таких припущеннях:

- розподіл температури по поверхні ФО рівномірний, теплообміном з торців нехтуємо;

- головні радіуси кривизни ФП оснащення значно більші за його товщину, що дозволяє нехтувати впливом кривизни на розподіл температури;

- теплофізичні властивості матеріалу постійні в межах кожного шару та не залежать від температури;

- на поверхнях шарів нагрівальної системи має місце ідеальний контакт.



Рис. 5. ФО, що гріє

Рис. 6. Термодинамічна система

Прийняті вище припущення дозволяють використовувати для визначення розподілу температури у вказаній системі рівняння теплопровідності плоскої стінки, які записують окремо для кожного шару системи:

(10)

де - відповідно питома теплоємність, щільність і коефіцієнт теплопровідності k-го шару;

- температура k-го шару як функція координати x і часу t;

qе - питома потужність внутрішніх джерел тепла, що виникають у резистивному шарі при пропусканні електричного струму;

?H - кількість теплоти, що виділяється з кілограму зв'язуючого під час екзотермічного ефекту;

и - об'ємний вміст армуючого наповнювача в композиті;

- об'ємна щільність зв'язуючого;

- швидкість хімічної реакції або швидкість ствердіння;

з - ступень ствердіння зв'язуючого.

При цьому граничні умови конвективного теплообміну на зовнішніх поверхнях стінки з урахуванням наявності ребер на нижній поверхні ФО та умови рівності теплових потоків на поверхнях контакту шарів мають такий вигляд:

(11)

де б - коефіцієнт конвекції;

Tk - температура довкілля;

С - коефіцієнт, що враховує наявність ребер.

Початкові умови для вирішення цієї задачі мають такий вигляд:

(12)

де з0 - початковий ступінь ствердіння зв'язуючого.

Розв'язання отриманих рівнянь виконували методом скінченних різниць, причому як один із невідомих параметрів виступає потрібна потужність нагрівального шару, а температуру на поверхні розділу ФП і пакета, що формується (Т(3)) приймають відомою за заданим режимом формування.

Рис. 7. Змінення потужності нагрівального шару для забезпечення режиму формування

Числову апробацію розробленої методики проведено на прикладі ФО для формування пакета на основі склотканини та зв'язуючого Hysol ЕА 9396, при ствердінні одного кілограма якого виділяється кількість теплоти ДН = 400 кДж. На рис. 7 показано залежність потужності нагрівального шару, необхідної для підтримки режиму формування, що складається з розігрівання до температури 150°С зі швидкістю 3°С/хв і подальшої витримки при даній температурі протягом години (крива 3). На тому ж графіку відображено залежності температури на верхній і нижній поверхнях формованого пакета (криві 2 і 1 відповідно). Різке падіння потрібної потужності на ділянці AB пояснюється виникненням екзотермічного ефекту при ствердінні зв'язуючого. Внаслідок саморозігрівання системи потрібна потужність резистивного шару істотно знижується на ділянці від 10 до 25 хвилини, після чого графік залежності потрібної потужності від часу набуває лінійного характеру. Стрибок у точці С пояснюється переходом від стадії розігрівання до стадії витримки, протягом якої підведена енергія витрачається лише на компенсацію конвективного теплообміну зовнішніх поверхонь термодинамічної системи.

У розділі розроблено також методику визначення параметрів резистивного шару необхідної потужності, що містить вибір схеми електричного з'єднання, розрахунок величини заглиблення резистивного шару, кроку укладання тонковолокнистої нагрівальної структури або товщини пластинчатих нагрівальних елементів. Перелік параметрів резистивного шару ФО, що підігрівається, визначається початковою структурою прийнятого нагрівального елемента (дріт, вугленитка, вуглестрічка, вуглетканина, пластини, блоки і т. ін.).

Керування тепловим потоком відбувається шляхом подачі струму встановленої амплітуди у вигляді імпульсів, тривалість яких зчитується мікроконтролером з персонального комп'ютера.

Наведені залежності можна використовувати для розрахунку параметрів гнучкої термоковдри, робота якої можлива як самостійно - при здійсненні ремонту авіаційної конструкції композитними накладками, так і разом із ФО, що гріє, - для створення рівномірного теплового потоку з двох сторін товстого пакета ПКМ.

Проведені числові та експериментальні дослідження дозволили оцінити ефективність даного методу формування порівняно з традиційним. При формуванні дослідних склопластикових зразків із розмірами 0,225Ч0,225Ч0,003 м енергозбереження при переході до ФО, що гріє, становить 40…60%, залежно від адаптивності параметрів формування до устаткування, що забезпечує нагрівання (табл. 2).

Таблиця 2 Порівняння енергоспоживання традиційного та нового устаткування

№	Параметри режиму ствердіння зразків	, год	Nп, Вт	, год	Nт, Вт	?N,%
		Електропіч	ФО, що гріє
1	V1=1єC/хв, V2=1єC/хв, T1=60єC, T2=160єC, t1=60 хв, t2=120 хв	14,3	940	5,63	587	40
2	V1=1єC/хв, V2=1єC/хв, T1=60єC, T2=160єC, t1=60 хв, t2=65 хв	12,6	67	4,13	250	63

У табл. 2 позначено:

T1, T2, t1, t2, V1, V2 - температура, час і швидкість нагрівання до першої та другої екзотермічної витримки;

- час формування, включаючи охолодження зразків до кімнатної температури;

Nп, Nт - енергоспоживання електропечі та ФО, що гріє, яке визначалося експериментально за допомогою електролічильника;

?N - енергозбереження при переході до нового устаткування, що визначається формулою

. (13)

На основі розроблених алгоритмів і методик розрахунку параметрів ФО заданого ресурсу, розв'язання задачі теплопровідності й визначення параметрів системи, яка гріє, було побудовано методику визначення параметрів ФО, що відповідає необхідному ресурсу та мінімальному тепловідведенню, алгоритм якої показаний на рис. 8.

Загальна вартість компромісного ФО, що гріє, та керуючого модуля перевищує вартість традиційного ФО, що задовольняє лише заданому ресурсу n, на 10…15%. Однак його використання дозволяє істотно знизити витрати на виробництво композитних конструкцій великих габаритних розмірів шляхом відмови від дорогого нагрівального устаткування та зменшення енерговитрат процесу формування на 40…60%, а також гарантувати регламентовану якість деталей, що будуть виготовлені протягом всього терміну експлуатації ФО.

Рис. 8. Схема визначення параметрів ФО з умов необхідного ресурсу та мінімального тепловідведення

Висновки

Відповідно до поставленої мети - зниження енергетичних витрат і собівартості виробництва композитних авіаконструкцій з високою точністю контуру шляхом використання ФО необхідного ресурсу із внутрішнім підігріванням - та сформульованих і вирішених завдань у дисертації отримано такі результати:

1. Вдосконалено методику визначення ресурсу ФО з ФП плоского і оболонкового типу для формування композитних виробів. Аналіз результатів числових досліджень, виконаних з їх використанням, довів таке:

- збільшення товщини або кривизни ФП і зменшення розмірів сторін оснащення приводить до збільшення жорсткості та ресурсу ФО;

- за однакових габаритних розмірів композитна ФП підвищує ресурс оснащення порівняно з металевою, що дозволяє використовувати ФО тонкостінної конструкції, знизити його масу та підвищити експлуатаційні характеристики.

Отримані розрахункові залежності покладено до основи методики проектування раціонального ФО регламентованої якості.

2. Розроблено методику визначення основних параметрів ФО за умови забезпечення його жорсткості в процесі формування при заданому ресурсі, яка основана на виборі типу ФО та подальшій оптимізації його параметрів за загальною масою конструкції ФО. Проведені дослідження дозволили зробити такі висновки:

- підкріплене ФО легше гладкого ФО аналогічного призначення у випадку металевої ФП у п'ять разів, при композитній ФП - у два рази;

- композитне ФО легше металевого в два рази;

- каркас металевого ФО значно складніший, ніж у композитного;

- зміна кривизни ФП оснащення приводить до збільшення його жорсткості, тому надання ФП початкового прогину, який визначається за умови забезпечення необхідної якості поверхні авіаційної конструкції, дає виграш у масі при зменшенні товщини ФП (до 30% для тканого вуглепластика) або збільшення ресурсу при збереженні товщини ФП (до 85% для тканого вуглепластика). Для металевих ФО виграш у масі та ресурсі не перевищує 3%;

- при формуванні на ФО композитної конструкції з іншим кутом укладання пакета або з іншого матеріалу спостерігається зміна ресурсу оснащення, що особливо характерно для ФО великих габаритних розмірів. При зміні кута армування вуглепластикового формованого пакету [±45°] на [0°] маса склопластикового ФО знизиться на 24%, маса вуглепластикового ФО підвищиться на 25%, маса металевого ФО знизиться на 25% для алюмінієвої ФП і на 38% для сталевої ФП.

Розрахунки показали, що розроблена методика є стійкою і має задовільне відхилення при порівнянні з методом скінчених елементів.

3. Синтезовано модель нестаціонарного теплообміну для системи «ПКМ + ФП». Розв'язком системи рівнянь є розподіл температури за часом для зовнішніх поверхонь композитного пакета з урахуванням екзотермічного ефекту ствердіння зв'язуючого, а також закон зміни потрібної потужності оснащення, що гріє, за часом для відтворення заданого режиму формування. Проведені дослідження дозволили зробити такі висновки:

- композитне ФО має меншу енергоємність і рівень потрібної потужності системи, що гріє, порівняно з металевим;

- наявність каркасу збільшує тепловідведення в навколишнє середовище та підвищує енергоємність системи.

Наведена модель є основою методики раціонального проектування параметрів конструкції ФО, що гріє, регламентованої якості при мінімальному тепловідведенні.

4. Розроблено методику визначення параметрів резистивного шару ФО та термоковдри для реалізації процесу формування шляхом локального нагрівання авіаційних композитних конструкцій. Наведено декілька методів створення резистивного шару із саморобних і промислових блоків на основі тонкорезистивної структури, фольги, пластин та ін. Подано експериментальні моделі ФО та гнучкої термоковдри.

5. Адаптовано методи контролю та керування процесом формування композитного пакету за допомогою оснащення з внутрішніми нагрівальними елементами або термоковдри. Нагрівання здійснюється шляхом подачі струму встановленої амплітуди у вигляді імпульсів попередньо розрахованої тривалості. У разі саморозігрівання зв'язуючого тривалість імпульсів зменшується для підтримання необхідного температурно-часового режиму.

Проведені числові дослідження довели, що на керованість ФО, що гріє, впливають ФМХ матеріалів оснащення та пакету ПКМ, складність підкріплюючого каркасу, умови теплообміну, параметри процесу формування та ін.

Для експериментально виготовлених моделей ФО й гнучкої термоковдри проведено розрахунки параметрів керуючої системи для реалізації заданих режимів нагрівання.

6. Синтезовано методику проектування ФО заданого ресурсу та потужності із внутрішнім підігріванням із забезпеченням мінімальної тепловіддачі в процесі виробництва конструкцій з ПКМ. Проектування компромісного ФО виконується шляхом порівняння вартості компенсації тепловідведення під час формування виробу на весь строк служби ФО з вартістю додаткових теплоізолюючих шарів ФП. Зниження енергетичних затрат при використанні ФО, що гріє, становить не менш 40%.

Таким чином, після проведення аналітичних та експериментальних досліджень на основі запропонованих у розділах 2 - 4 методик було сформульовано практичні рекомендації щодо виготовлення і експлуатації ФО із внутрішнім підігріванням і гнучких термоковдр, а також складено загальний алгоритм, що дозволяє з високою точністю спроектувати ФО, що гріє та має заданий ресурс.

7. Результати дисертаційної роботи використані при підготовці студентів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського "ХАІ" за фахом "Проектування та виробництво виробів із композиційних матеріалів", у конструкторських розробках ДП "Антонов" і при проектуванні гнучкої термоковдри в рамках проекту 6-ї Рамкової Програми ЄС SENARIO.

Список наукових праць здобувача за темою дисертації

1. Пургина С.М. Подогреваемая формообразующая оснастка регламентированного качества для изготовления композиционных изделий / С.М. Пургина // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. - Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2010. - № 1 (61). - С. 79 - 85.

2. Чубченко С.М. Проектирование подкрепленной оснастки оболочечного типа с заданным ресурсом для формования изделий из композиционных материалов / С.М. Чубченко // Технологические системы. - К., 2007. - № 4. - С. 48 - 54.

3. Чубченко С.М. Проектирование композиционной подкрепленной оснастки с заданным ресурсом для формования изделий из композиционных материалов / С.М. Чубченко, М.А. Шевцова // Кузнечно-штамповочное производство. Обработка материалов давлением. - М., 2007. - № 12. - С. 26.

4. Чубченко С.М. Проектирование подкрепленной оснастки с заданным ресурсом для формования изделий из композиционных материалов / С.М. Чубченко // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. - Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2006. - № 47. - С. 79 - 85.

5. Чубченко С.М. Проектирование тонколистовой оснастки с заданным ресурсом для формования изделий из композиционных материалов / С.М. Чубченко, М.А. Шевцова // Авиационно-космическая техника и технология: сб. науч. тр. - Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2006. - № 4. - С. 11 - 17.

6. А.с. 38875 U Україна, МПК3B29C51/26. Оснащення для формування виробів з полімерних композиційних матеріалів / М.А. Шевцова, С.М. Чубченко; (UA). - № 200809637; заявл. 19.11.2008; опубл. 26.01.2009, Бюл. № 2. - 7 с.

Анотація

Пургіна С.М. Проектування та конструктивно-технологічні рішення енергозберігаючого формотворного оснащення регламентованого ресурсу для виробництва авіаконструкцій із композитів. - Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.02 - проектування, виробництво та випробування літальних апаратів. - Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «ХАІ», Харків, 2011.

Дисертацію присвячено зниженню енергетичних витрат і собівартості виробництва композитних авіаконструкцій великих габаритних розмірів із високою точністю контуру при використанні ФО необхідного ресурсу із внутрішніми нагрівальними елементами.

Вдосконалено методику ресурсу ФО і розроблено методику визначення раціональних параметрів ФО заданого ресурсу при мінімальній масі його конструкції.

Побудовано термодинамічну модель нестаціонарного теплообміну в системі, що нагрівається, яка дозволяє визначити розподіл температури за товщиною системи у будь-який момент часу процесу формування, оцінити вплив екзотермічної реакції отвердіння на характер розподілу температури, а також визначити закон зміни потрібної потужності нагрівальної системи з часом.

Розроблено залежності для визначення параметрів резистивного шару ФО, що гріє, та гнучкої термоковдри, а також закону управління нагрівальними елементами для забезпечення заданого температурного-часового режиму формування.

На основі наведених алгоритмів і залежностей узагальнено методику проектування ФО, що задовольняє вимоги заданого ресурсу, мінімального тепловідведення та здійснення самостійного нагрівання.

Результати дисертації впроваджено в навчальний процес Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «ХАІ» та на ДП «Антонов».

Ключові слова: полімерний композитний матеріал, авіаційні конструкції, формотворне оснащення, резистивний шар, система управління, раціональні конструктивні параметри.

Аннотация

Пургина С.М. Проектирование и конструктивно-технологические решения энергосберегающей формообразующей оснастки заданного ресурса для формования авиаконструкций из композитных материалов. - Рукопись.

Диссертация на соискание научной степени кандидата технических наук по специальности 05.07.02 - проектирование, производство и испытания летательных аппаратов. - Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков, 2011.

Диссертация посвящена снижению энергозатрат и себестоимости производства композитных авиаконструкций больших габаритных размеров с высокой точностью контура при использовании формообразующей оснастки (ФО) заданного ресурса c внутренним подогревом.

В работе усовершенствована методика определения ресурса ФО плоского и оболочечного типа. Разработана методика определения рациональных параметров ФО заданного ресурса при минимальной массе ее конструкции. Исследованы факторы (структура и свойства формуемой детали, ее габаритные размеры и форма, параметры процесса формования, структура, свойства и конструктивно-технологические решения ФО), влияющие на изменение ресурса ФО. Определены способы его повышения и оценено влияние различных факторов процесса формования на параметры ФО.

Построена термодинамическая модель нестационарного теплообмена в нагреваемой системе, позволяющая получить распределение температуры по толщине системы в любой момент времени, оценить влияние экзотермической реакции отверждения на характер распределения температур, а также определить закон изменения потребной мощности нагревательной системы от времени. Данная термодинамическая модель применима для оценки изменения параметров режима формования при использовании подогреваемой ФО, термоодеяла, а также ФО, нагреваемой в автоклаве.

Разработаны зависимости для определения параметров резистивного слоя подогреваемой ФО и термоодеяла, изготовленных на основе промышленных и самостоятельно выполненных блоков.

Адаптированы методы управления нагревательным оборудованием и приведены расчетные зависимости, позволяющие проводить формование пакета по заданному режиму.

Исследовано влияние окружающей среды, материала, габаритных размеров формуемой детали и конструктивно-технологических решений ФО на управляемость процесса отверждения с использованием разработанного оборудования.

На основании представленных алгоритмов и зависимостей обобщена методика расчета подогреваемой ФО, удовлетворяющей требованиям заданного ресурса и минимального теплоотвода.

Экспериментально изготовлены модели ФО и термоодеяла для формования образцов, а также рассчитаны параметры управляющей системы для реализации необходимого температурного режима. Даны практические рекомендации по изготовлению ФО заданного ресурса для формования пакета ПКМ в печи или автоклаве, а также с ФО с внутренним резистивным слоем.

Результаты диссертации внедрены в учебный процесс Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» и на ГП «Антонов».

Ключевые слова: полимерный композиционный материал, летательный аппарат, формообразующая оснастка, резистивный слой, управляющая система, рациональные конструктивные параметры.

Summary

Purgina S.M. Design and structural-technological decisions of energy-efficient shape-generating tool with required life time for aircraft composite structures curing. - Manuscript.

Thesis on candidate of technical sciences scientific degree obtaining on speciality 05.07.02 - aircraft design, manufacturing and testing. - National Aerospace University named after N.E. Zhukovsky “KhAI”, Kharkiv, 2011.

Proposed dissertation is focused on energy consumption and cost reduction of large-scale aircraft composite structures with high edges accuracy manufacturing as a result of self-heated shape-generating tool with required life time application. Improved equations are proposed for shape-generating tool life time estimation as well as methodology for efficient tool parameters with required life time and minimal weight determination is developed.

Thermodynamic model of non-stationary heat exchange within cured system is proposed for determination of temperature distribution along the thickness at any moment of heating, evaluation of exothermic reaction of polymeric resin curing influence on temperature distribution, and definition of heating system required power variation law.

Relationships for determination of self-heated shape-generated tool or heating blanket resistive layer parameters and law for heating elements control are developed to provide required curing conditions.

Based on mentioned algorithms and relationships an integrated methodology for design of self-heated shape-generated tool with required life time and minimal heat sink was proposed.

Received results are implemented at National aerospace University named after N.E. Zhukovsky “KhAI” and SE “Antonov”.

Keywords: polymeric composite material, aircraft, shape-generating tool, resistive layer, control system, efficient structural parameters.

Размещено на Allbest.ru

...