Помимо непрерывного борного волокна применяют комплексные боростеклониты, в которых несколько параллельных борных волокон оплетаются стеклонитью, предающей формоустойчивость. Применение боростеклонитей облегчает технологический процесс изготовления материала.

В качестве матриц для получения боровлокнитов используют модифицированные эпоксидные и полиимидные связующие. Бороволокниты КМБ-1 и КМБ-1к предназначены для длительной работы при температуре 200 °С; КМБ-3 и КМБ-3к не требуют высокого давления при переработке и могут работать при температуре не свыше 100 °С; КМБ-2к работоспособен при 300 °С.

Бороволокниты обладают высокими сопротивлениями усталости, они стойки к воздействию радиации, воды, органических растворителей и горючесмазочных материалов.

Поскольку борные волокна являются полупроводниками, то бороволокниты обладают повышенной теплопроводностью и электропроводимостью: л = 45 кДж/(м•К); б = 4•10С (вдоль волокон); = 1,94•10 Ом•см; е = 12,6ч20,5 (при частоте тока 10 Гц); tg д = 0,02ч0,051 (при частоте тока 10Гц). Для бороволокнитов прочность при сжатии в 2-2,5 раза больше, чем для карбоволокнитов.

Физико-механические свойства бороволокнитов приведены предыдущей таблицы.

3.7 Органоволокниты

Органоволокниты представляют собой композиционные материалы, состоящие из полимерного связующего и упрочнителей (наполнителей) в виде синтетических волокон. Такие материалы обладают малой массой, сравнительно высокими удельной прочностью и жесткостью, стабильны при действии знакопеременных нагрузок и резкой смене температуры. Для синтетических волокон потери прочности при текстильной переработке небольшие; они малочувствительны к повреждениям [10].

К органоволокнитах значения модуля упругости и температурных коэффициентов линейного расширения упрочнителя и связующего близки. Происходит диффузия компонентов связующего в волокно и химическое взаимодействие между ними.

Структура материала бездефектна. Пористось не превышает 1-3 % (в других материалах 10-20 %). Отсюда стабильность механических свойств органоволокнитов при резком перепаде температур, действии ударных и циклических нагрузок. Ударная вязкость высокая (400-700 кДж/мІ).

Недостатком этих материалов является сравнительно низкая прочность при сжатии и высокая ползучесть (особенно для эластичных волокон).

Органоволокниты устойчивы в агрессивных средах и во влажном тропическом климате; диэлектрические свойства высокие, а теплопроводность низкая.

Большинство органоволокнитов может длительно работать при температуре 100-150 °С, а на основе полиимидного связующего и полиоксадиазольных волокон - при температуре 200-300 °С. В комбинированных материалах наряду с синтетическими волокнами применяют минеральные (стеклянные, карбоволокна и бороволокна). Такие материалы обладают большей прочностью и жесткостью.

3.8 Полимерные композиционные материалы (ПКМ)

Композиты, в которых матрицей служит полимерный материал, являются одним из самых многочисленных и разнообразных видов материалов. Их применение в различных областях дает значительный экономический эффект. Например, использование ПКМ при производстве космической и авиационной техники позволяет сэкономить от 5 до 30% веса летательного аппарата. А снижение веса, например, искусственного спутника на околоземной орбите на 1 кг приводит к экономии 1000$. В качестве наполнителей ПКМ используется множество различных веществ [10].

Полимеры, наполненные порошками. Известно более 10000 марок наполненных полимеров. Наполнители используются как для снижения стоимости материала, так и для придания ему специальных свойств.

Впервые наполненный полимер начал производить доктор Бейкеленд (Lео H.Bаеkеlаnd, США), открывший в начале 20 в. способ синтеза фенолформфльдегидной (бакелитовой) смолы. Сама по себе эта смола - вещество хрупкое, обладающее невысокой прочностью. Бейкеленд обнаружил, что добавка волокон, в частности, древесной муки к смоле до ее затвердевания, увеличивает ее прочность. Созданный им материал - бакелит - приобрел большую популярность. Технология его приготовления проста: смесь частично отвержденного полимера и наполнителя - пресс-порошок - под давлением необратимо затвердевает в форме.

Первое серийное изделие произведено по данной технологии в 1916, это - ручка переключателя скоростей автомобиля «Роллс-Ройс». Наполненные термореактивные полимеры широко используются по сей день. Сейчас применяются разнообразные наполнители так термореактивных, так и термопластичных полимеров. Карбонат кальция и каолин (белая глина) дешевы, запасы их практически не ограничены, белый цвет дает возможность окрашивать материал. Применяют для изготовления жестких и эластичных поливинилхлоридных материалов для производства труб, электроизоляции, облицовочных плиток и т.д., полиэфирных стеклопластиков, наполнения полиэтилена и полипропилена. Добавление талька в полипропилен существенно увеличивает модуль упругости и теплостойкость данного полимера. Сажа больше всего используется в качестве наполнителя резин, но вводится и в полиэтилен, полипропилен, полистирол и т.п. По-прежнему широко применяют органические наполнители - древесную муку, молотую скорлупу орехов, растительные и синтетические волокна. Для создания биоразлагающихся композитов в качество наполнителя используют крахмал.

Углепластики - наполнителем в этих полимерных композитах служат углеродные волокна. Углеродные волокна получают из синтетических и природных волокон на основе целлюлозы, сополимеров акрилонитрила, нефтяных и каменноугольных пеков и т.д [11].

Термическая обработка волокна проводится, как правило, в три этапа (окисление - 220° С, карбонизация - 1000-1500° С и графитизация - 1800-3000° С) и приводит к образованию волокон, характеризующихся высоким содержанием (до 99,5% по массе) углерода.

В зависимости от режима обработки и исходного сырья полученное углеволокно имеет различную структуру. Для изготовления углепластиков используются те же матрицы, что и для стеклопластиков - чаще всего - термореактивные и термопластичные полимеры.

Основными преимуществами углепластиков по сравнению со стеклопластиками является их низкая плотность и более высокий модуль упругости, углепластики - очень легкие и, в то же время, прочные материалы. Углеродные волокна и углепластики имеют практически нулевой коэффициент линейного расширения. Все углепластики хорошо проводят электричество, черного цвета, что несколько ограничивает области их применения [11].

Углепластики используются в авиации, ракетостроении, машиностроении, производстве космической техники, медтехники, протезов, при изготовлении легких велосипедов и другого спортивного инвентаря.

На основе углеродных волокон и углеродной матрицы создают композиционные углеграфитовые материалы - наиболее термостойкие композиционные материалы (углеуглепластики), способные долго выдерживать в инертных или восстановительных средах температуры до 3000° С.

Существует несколько способов производства подобных материалов. По одному из них углеродные волокна пропитывают фенолформальдегидной смолой, подвергая затем действию высоких температур (2000° С), при этом происходит пиролиз органических веществ и образуется углерод. Чтобы материал был менее пористым и более плотным, операцию повторяют несколько раз. Другой способ получения углеродного материала состоит в прокаливании обычного графита при высоких температурах в атмосфере метана. Мелкодисперсный углерод, образующийся при пиролизе метана, закрывает все поры в структуре графита. Плотность такого материала увеличивается по сравнению с плотностью графита в полтора раза. Из углеуглепластиков делают высокотемпературные узлы ракетной техники и скоростных самолетов, тормозные колодки и диски для скоростных самолетов и многоразовых космических кораблей, электротермическое оборудование.

3.9 Пластмассовые композиты для космоса и авиации

Использование пластмассовых композитов в авиационно-космической промышленности в былые времена ограничивалось внешней обшивкой самолетов, носками крыла и задними кромками крыла, бортовыми кухнями воздушного судна и прочими применениями для производства не конструкционных деталей. Но в наши дни пластмассовые композиты используются для производства таких несущих конструкций, как крылья, фюзеляжи и поперечные балки [12].

Заменяя алюминий и другие металлы при производстве деталей самолетов на высокоэффективные композиты низкой плотности, создатели самолетов надеются снизить массу своих самолетов. А это может привести к сокращению платы за топливо для клиентов самолетов коммерческой авиации, которые постоянно сталкиваются с ростом конкуренции и беспрецедентным повышением топливных затрат.

Примерно 15% от структурной массы современного гражданского самолета в наши дни составляют пластиковые композиты, преимущественно, изготовленные из углеродной пластмассы, армированной волокном.

В запускаемом в настоящее время в производство новом поколении самолетов будет использовано до 50% конструкционных композитов. Согласно исследованию использования пластмассовых композитов в авиационно-космической промышленности, которое подготовило ЕАDS Dеutsсhlаnd GmbH (Еurореаn Аеrоnаutiс Dеfеnsе аnd Sрасе Со), детали самолетов, изготовленные из композитов, на 15-20% легче, чем аналогичные детали, изготовленные из алюминия. Экономия на эксплуатационных расходах за счет уменьшения массы самолетов оценивается в отчете суммой от 100 до 1000 евро (в зависимости от области применения) на килограмм сэкономленной массы. Такая экономия образуется за счет более низких затрат на топливо и меньшей потребности в материально-техническом обслуживании, которое при использовании металлов возникает из-за их усталости и коррозии.

Несмотря на существенные преимущества, которые дает их использование, пластмассовые композиты все еще встречаются с препятствиями на пути своего продвижения на авиационно-космическую арену. Во-первых, они зачастую дороже, чем сопоставимые металлические материалы. Они также испытывают конкуренцию со стороны новых облегченных сплавов металлов и композитов. Кроме того, сертификация пластмассовых композитов - или любых иных новых материалов - для использования при производстве несущих конструкций самолетов, представляет собой долгий процесс, на который требуются месяцы и годы дорогостоящих испытаний безопасности.

Для того чтобы значительно повысить конкурентоспособность пластмассовых композитов, производители разрабатывают технологии более низкозатратного производства, которое менее трудоемко и капиталоемкое, а также более компьютеризировано, чем традиционные методы [12].

Рис. 5. В конструкции Аirbus А380, самолета коммерческой авиации, который должен быть введен в коммерческую эксплуатацию в 2008г., будут широко использоваться полимерные композиты во всех частях конструкции.

3.10 Недостатки композиционных материалов

Помимо ряда положительных свойств, указанных выше, композиционные материалы еще имеют достаточно большое количество недостатков, которые сдерживают их распространение и ограничивают применение.

Высокая стоимость - обусловлена высокой наукоёмкостью производства, необходимостью применения специального дорогостоящего оборудования и сырья, а, следовательно, развитого промышленного производства и научной базы страны.

Анизотропия - непостоянство свойств композитного материала от образца к образцу. Для компенсации анизотропии увеличивают коэффициент запаса прочности, что может нивелировать преимущество композитных материалов в удельной прочности. Таким примером может служить опыт применения композитных материалов при изготовлении вертикального оперения истребителя МиГ-29. Из-за анизотропии применявшегося композитного материала вертикальное оперение было спроектировано с коэффициентом запаса прочности кратно превосходящим стандартный в авиации коэффициент 1,5, что в итоге привело к тому, что композитное вертикальное оперение Миг-29 оказалось равным по весу конструкции классического вертикального оперения, сделанного из дюралюминия.

Низкая ударная вязкость также является причиной повышения коэффициента запаса прочности. Кроме этого, низкая ударная вязкость обуславливает высокую повреждаемость изделий из композитных материалов, высокую вероятность возникновения скрытых дефектов, которые могут быть выявлены только инструментальными методами контроля.

Высокий удельный объем является существенным недостатком при применении композитных материалов в областях с жесткими ограничениями по занимаемому объему. Это относится, например, к сверхзвуковым самолётам, у которых даже незначительное увеличение объема самолёта приводит к существенному росту волнового аэродинамического сопротивления.

Токсичность - при эксплуатации композиционные материалы могут выделять пары, которые часто являются токсичными. Если из композитных материалов изготавливают изделия, которые будут располагаться в непосредственной близости от человека (таким примером может послужить композитный фюзеляж самолета Bоеing 787 Drеаmlinеr), то для одобрения применяемых при изготовлении КМ материалов требуются дополнительные исследования воздействия компонентов КМ на человека.

Низкая эксплуатационная технологичность - композиционные материалы обладают низкой эксплуатационной технологичностью, низкой ремонтопригодностью и высокой стоимостью эксплуатации. Это связано с необходимостью применения специальных трудоемких методов, специальных инструментов для доработки и ремонта объектов из композитных материалов. Часто объекты из композитных материалов вообще не подлежат какой-либо доработке и ремонту. [13]

Устранение или уменьшение этих свойств приведет к улучшению качества материала и откроет новые возможности его применения как в авиации, так и в других сферах промышленности.

4. Применение композитных материалов

Композиционные материалы относятся к группе высокотехнологичных материалов. Своим появлением они обязаны в основном таким высокоразвитым отраслям промышленного производства, как авиа- и ракетостроение, судостроение. В то же время после отработки технологий изготовления, снижения стоимости до приемлемого уровня композиционные материалы начинают использовать другие отрасли. В частности, они широко применяются для изготовления товаров народного потребления. Анализ условий работы современных проектируемых конструкций и темпов внедрения в производство композиционных материалов, достигнутых в последние десятилетия, позволяет обоснованно считать, что композиты можно называть материалами ХХI в.

4.1 Применение композитов в авиастроении

Аэрокосмическая промышленность является одним из основных заказчиков и потребителей композиционных материалов. На рис.6 представлена относительная доля композиционных материалов в массе таких конструкций, как космические аппараты, стратегические ракеты с твердотопливными двигателями (РДТТ), крупногабаритные твердотопливные ракетные двигатели, стратегические ракеты с жидкостными двигателями (ЖРД), боевые самолеты и вертолеты, транспортные и пассажирские самолеты. Ярким примером являются крупногабаритные твердотопливные ракетные двигатели. Доля композиционных материалов в массе этих конструкций составляет 85...90%. Применение композиционных материалов в конструкциях летательных аппаратов позволяет уменьшить их массу, увеличить массу полезного груза, скорость и дальность полета.

Аэрокосмическая промышленность широко использует композиционные материалы различных типов, в том числе полимерные, металлические, керамические, углерод - углеродные, гибридные [12].

Еще в 1958г. фирма «Боинг» использовала стеклопластик для изготовления самолета ДС-8. Материалы этого типа находят применение для изготовления элементов спортивных самолетов. Из стеклопластика была выполнена тепловая защита спускаемого корабля-спутника «Восток».

Одним из наиболее активно используемых в самолетостроении типов композиционных материалов являются углерод - углеродные композиты. Отражена структура материального баланса планера самолетов. В 1991 г. основными материалами конструкции планера являлись алюминиевые сплавы (80%). В связи с ужесточением требований за десятилетие объем их применения сократился на порядок (11% в 2000 г.). При этом доля углепластиков увеличилась с 3 до 65%

Конструкция планера американского спортивного самолета «Вояджер», облетевшего в 1987 г. без промежуточных посадок земной шар, была целиком выполнена из углепластика. В табл. 8 представлены данные по использованию углепластиков в самолетов. Анализ данных таблицы показывает, что минимальное снижение массы ведет к увеличению полезной массы, улучшаются аэродинамика самолета и так далее.

Таблица 8: Сопоставление физических свойств различных фторополимеров.

Год	1982	1995	2006	2008
Модель	B 767, и т. д.	B 777	А 380	B 787
Конструкция	Вторичная конструкция	Несущая конструкция + вторичная конструкция	Несущая конструкция + вторичная конструкция	Несущая конструкция + вторичная конструкция
Количество СFRР (саrbоn fibеr rеinfоrсеd рlаstiс - пластика, армированного углеродным волокном)/самолет	1,5 т (B 767)	Примерно 10 т	Примерно 35 т	Примерно 35 т (расчетные данные)
Количество СF (сlау fillеd - заполненный глинистым материалом) / самолет	1 т (B 767)	Примерно 7 т	Примерно 23 т	Примерно 23 т (расчетные данные)

Рис.6 Композиты в ракетной и аэрокосмической технике.

Авиационная и аэрокосмическая промышленность является основным потребителем боропластиков. В наибольшей степени эффективность композитов этого типа проявляется при изготовлении конструкций, работающих в условиях действия сжимающих напряжений и конструкций, к жесткости которых предъявляются высокие требования. Боропластики могут использоваться в сочетании с углепластиками. Та часть конструкции, которая испытывает действие сжимающих напряжений, изготавливается из боропластиков, а часть,находящаяся под действием напряжений растягивающего типа, -- из углепластиков. При одинаковой несущей способности масса балок такого типа на 20...30% ниже, чем масса балок, изготовленных из алюминиевых сплавов. Перспективным считается применение боропластиков при изготовлении стоек шасси, отсеков фюзеляжа самолетов, обшивки крыльев, дисков компрессоров газотурбинных двигателей. Высокая стоимость боропластиков (главным образом борного волокна) сдерживает их распространение в других отраслях промышленного производства [13].

5. Авиационные конструкции

Здесь рассматриваются основные (силовые) элементы конструкций самолетов, современные материалы и важные конструктивные особенности авиационной техники.

5.1 Основные особенности конструктивных схем самолетов

Аэродинамические характеристики. Элементы конструкции самолета должны обладать высокой прочностью, так как они подвержены воздействию больших нагрузок при полете, посадке и движении самолета по земле. В то время как форма стационарных наземных сооружений, например зданий или мостов, может быть определена конструктором из соображений прочности и экономичности, конструкция самолета должна, кроме того, удовлетворять ряду жестких дополнительных требований, в частности аэродинамических. Например, крыло должно выдерживать изгибающие и крутящие силы и моменты, возникающие в результате нестационарного силового воздействия воздушного потока на поверхность крыла. Наиболее эффективно такие нагрузки выдерживает жестко заделанная балка, однако такая конструкция непригодна с точки зрения аэродинамики, согласно которой поперечные сечения крыла должны быть тонкими, хорошо обтекаемыми профилями. Этот пример иллюстрирует важную особенность авиационных конструкций, при проектировании которых наряду с выполнением требований прочности необходимо обеспечивать высокие аэродинамические характеристики [13].

Весовые характеристики. Второй характерной особенностью авиационно-космических конструкций является стремление снизить их вес до минимально возможного. В противном случае самолет или ракета не сможет взлететь или взять на борт необходимый полезный груз. По этой причине проектирование и расчет авиационно-космических конструкций проводят с такой точностью, что допускается только тот вес, который совершенно необходим для прочности. Столь малый вес конструкции может быть достигнут только в результате использования тонких и удлиненных конструктивных элементов из высокопрочных материалов.

Конструктивные соображения. Таким образом, две основные особенности, которые отличают авиационные конструкции от наземных инженерных сооружений, - это влияние аэродинамических нагрузок на форму конструкции и использование исключительно легких удлиненных и тонкостенных элементов из высокопрочных материалов. На различных этапах развития авиации предлагались различные конструктивные решения для самолетов. Существует очевидная связь между оптимальной конструкцией самолета и его скоростью. Интересно отметить, что некоторые конструктивные решения, принятые на ранней стадии развития авиации, оказались приемлемыми и для современных самолетов, летающих в том же диапазоне скоростей. Так, сварной фюзеляж из стальных трубок во время Первой мировой войны был новинкой, позволившей улучшить характеристики истребителей и увеличить скорости их полета до 160 км/ч. Подобные конструкции стали совершенно непригодными для истребителей времен Второй мировой войны, которые летали со скоростями около 640 км/ч. С другой стороны, спортивные самолеты и самолеты для личного пользования, появившиеся намного позднее, редко развивают скорость больше 160 км/ч, и в конструкциях их фюзеляжей успешно применяются свариваемые металлические трубки [13].

Транспортные самолеты и истребители. Типичная компоновка современного транспортного самолета состоит из усиленного монококового фюзеляжа с двухлонжеронными крыльями и двухлонжеронными элементами хвостового оперения. В конструкциях самолетов используются в основном алюминиевые сплавы, однако для отдельных элементов конструкции применяются и другие материалы. Так, сильно нагруженные корневые части крыла могут быть изготовлены из титанового сплава, а рулевые поверхности - из композиционного материала с полиамидными или стеклянными нитями. В хвостовом оперении некоторых самолетов применяют графито-эпоксидные материалы. В конструкции современного самолета-истребителя воплощены самые последние достижения в области авиастроения. Отдельные элементы крыла и хвостового оперения этого самолета выполнены из дисперсно-упрочненных композиционных материалов на основе никеля [13].

В качестве упрочняющей фазы в ДКМ на основе никеля и его сплавов используются оксиды ThО2 и HfО2. Оксид тория ThО2 в количестве до 2 % наиболее эффективен для упрочнения никеля и нихрома (ДКМ ВДУ-1, ТД-никель, DS-никель, TD-нихром), Из-за токсичности оксида тория его часто заменяют оксидом гафния HfО2 в ДКМ ВДУ-2 (98% Ni, 2% HfО2), что приводит к существенному снижению жаропрочности.

ДКМ на основе никеля предназначены в основном для работы при температурах выше 1000°С. Характеристики длительной прочности при этих температурах выше у ДКМ с матрицей из нелегированного никеля, однако при температурах до 800 °С более высоким временным сопротивлением обладают ДКМ на основе никелевых сплавов типа TD-нихром (80 % Ni, 20 % Сr, упрочненный 2 % ThО2) (табл. 9, 10) [14].

ДКМ на основе никеля и его сплавов применяются главным образом в авиационной и космической технике для изготовления лопаток газовых турбин, камер сгорания, теплозащитных панелей, а также сосудов и трубопроводов, работающих при высоких температурах в агрессивных средах.

Таблица 9 - Длительная прочность ДКМ на основе никеля

	у10, МПа	у100, МПа	у1000, МПа
t,0С
	ВДУ-1	ВДУ-2	ВДУ-1	ВДУ-2	ВДУ-1	ВДУ-2
Лист
900	-	-	115	95	105	85
1000	-	78	95	75	85	65
1100	78	62	75	55	65	45
1200	67	42	50	35	50	25
	Пруток
900	-	-	150	105	140	95
1000	-	95	125	90	120	80
1100	108	75	105	70	100	65
1200	88	60	75	55	65	40

Таблица 10 - Механические свойства ДКМ на основе никеля и его сплавов

	у0,2	ув	д	ш
t,0С	МПа	%
	ВДУ-1
20	300-350	540-570	20-24	70-75
400	260-270	350-370	21-24	-
600	210-230	280-300	21-24	40-60
800	150-160	200-220	12-18	25-35
1000	120-130	140-160	10-13	20-25
1200	100-110	120-130	7-9	15-20
	ВДУ-2
20	300-350	450-500	20-24	70-75
500	180-200	220-250	21-24	40-50
800	120-140	140-160	12-18	25-35
1000	95-100	105-120	10-13	25-30
1100	80-85	95-100	8-10	20-25
1200	75-78	80-85	7-9	15-20
	TD-нихром
20	440-460	800-850	18-19	25
400	380-390	650-700	18-19	20
600	250-260	480-500	20-23	23
800	200-220	240-260	20-22	30
1000	110-120	130-140	15-16	25
1100	85-90	95-105	14-15	25
1200	75-80	80-90	10-12	15

5.2 Углепластиковое крыло самолета

Углепластиковое крыло самолета Старшип отличается от металлического очень малым количеством элементов конструкции и механического крепежа. Клееный кессон состоит из 19 основных элементов: верхней и нижней обшивок, трех монолитных по размаху крыла лонжеронов (размах крыла 16.46 м) и 14 нервюр. Сборка элементов конструкции кессона осуществляется с помощью приклеиваемых профилей-клипс, работающих на сдвиг, которые имеют обозначение Н (горизонтальные) - и V (вертикальные)-клипсы. В процессе сборки эти профили-клипсы выполняют функции фиксаторов взаимного положения нервюр и лонжеронов, а после полимеризации (приклейки) они включаются в силовую схему и передают нагрузку с обшивки на нервюры и лонжероны [14]. Схема процесса изготовления и сборки крыла показана на рис. 7, где обозначено:

Рис. 7 Конструкция крыла

1 - пресс-формы для выкладки;

2 -профилирование нижней обшивки;

3 - формирование канавок в нижней обшивке для Н-клипс;

4 - предварительная подгонка Н- и V-клипс;

5 - установка и полимеризация В- и V -клипс;

6 - установка лонжеронов, нервюр и клипс;

7 - полимеризация лонжеронов, нервюр и клипс;

8 - сборка систем (топливной и электрической);

9 - установка верхней обшивки на собранный с нижней обшивкой каркас;

10 - готовый кессон крыла.

Изготовление крыла начинается с выкладки нижней обшивки на пресс-форму, формования по внешним обводам, ее профилирования и последующего формообразования канавок через сотовый заполнитель по внешней обшивки в зоне установки нервюр и лонжеронов. В указанные канавки укладываются Н-клипсы для крепления лонжеронов и V и Н-клипсы для крепления нервюр. После полимеризации нижней обшивки и приклейки профилей-клипс в автоклаве устанавливаются нервюры, лонжероны и дополнительные клипсы, а затем производится их приклейка также автоклавным способом. Далее устанавливается верхняя обшивка и производится ее полимеризация и приклейка к каркасу [14]. Поскольку нервюры и лонжероны приклеиваются к обшивке не непосредственно, а через профили-клипсы, то в конструкции обеспечиваются специальные компенсаторные зазоры для сбора излишков связующего в процессе полимеризации, что в итоге позволяет получить гладкую наружную поверхность высокого качества, требуемого для снижения сопротивления в полете.

6. Разработка облегченной конструкции корпуса вентилятора авиационного двигателя

Предложена конструкция корпуса вентилятора авиационного двигателя, масса которого меньше массы прототипа металлического корпуса на 20 %. Уменьшение массы корпуса вентилятора достигается за счет особенностей разработанной конструкции и применения перспективных композиционных материалов. По результатам эксперимента, найденного в зарубежных источниках, произведена верификация математической модели материала, применяемой в конструкции проектируемого корпуса. Композиционный материал; слой; контакт; напряжение; деформация.

В современных авиационных двигателях большое внимание уделяется удельным характеристикам расхода топлива. Одним из путей уменьшения удельного расхода топлива является минимизация веса двигателя. При этом необходимо обеспечить прочностные характеристики двигателя в условиях штатных и аварийных нагрузок.

Появление новых материалов открывает возможности для реализации новых конструктивных решений и технологических процессов. В настоящее время перспективы прогресса в машиностроении в основном связываются с разработкой и широким применением композиционных материалов (КМ) [15], массовые характеристики которых значительно меньше, чем у металлических образцов.

6.1 Концептуальные особенности предлагаемой конструкции корпуса

Разработан комбинированный корпус, в состав которого входит сотовые конструкции с коробчатым заполнителем в форме трубок прямоугольного сечения. При разработке облика составной конструкции корпуса из композиционных материалов сохранялись геометрические размеры цельнометаллического корпуса (рис. 8).



Рис. 8 Конструкция металлического корпуса

Внутренняя обшивка проектируемого корпуса выполнена из кремнеземной ткани с низким коэффициентом теплопроводности. Функционально эта обшивка предназначена не только для формирования внутренней поверхности корпуса, но в основном для термоизоляции и тепловой защиты наружной обшивки [15].

Наружная обшивка является силовой, она несет всю нагрузку. Наружная обшивка выполняется из композиционных материалов на основе высокопрочных углеродных волокон и эпоксидных связующих, работающих до температуры 120 °С и выше как, например, паспортизованный углепластик КМУ-7Т с рабочей температурой 170 °С.

Нижняя, верхняя и боковые стенки трубчатых сот выполнены из материала внутренней обшивки. Верхняя стенка и часть боковых стенок трубчатой соты могут быть выполнены из материала наружной обшивки. Трубки между собой и с обшивками соединены специальным клеевым составом или тем же полимером, который использован в обшивках. Опыт работы с относительно низкотемпературными углепластиками и опыт эксплуатации изделий из них достаточно широк, особенно в самолетостроении. Кроме того, эти материалы более глубоко изучены и предоставляют обширные возможности для формирования конструкций различного типа, в том числе конструкций сложной формы [15]. Их исходное сырье и технология переработки являются относительно недорогими. Все это в совокупности заметно снижает риск создания работоспособных корпусов из КМ.

Для обеспечения непробиваемости корпуса произведена намотка арамидного тканого материла из органоволокна. Поверх же ткани укладывается слой углепластика.

На рис. 9 представлен разработанный облик типовой демонстрационной конструкции корпуса и ее составных элементов. Особенностью конструкции является то, что она является составной и сотовой. Она состоит из обшивок и сот в виде трубок прямоугольного поперечного сечения, протяженных в меридиональном направлении. То обстоятельство, что обшивки корпусов разнесены высотой сот, позволяет разработать корпус с повышенной изгибной жесткостью. Если поверхности корпуса являются гладкими, то заметно облегчаются проблемы, как проектирования, так и изготовления.

Материалы проектируемого корпуса: 1-намотка ткани, 2 - кремнеземная ткань, 3 -кремнеземная ткань (ткань в плоскости у-z), 4 -углепластик (волокно направлено вдоль оси х), 5 - углепластик (волокно направлено вдоль оси у), 6 - алюминиевый сплав.

Рис. 9 Конструкция композиционного корпуса

Соты

Каждая «сота» (рис. 10, в) состоит из двух П-образных частей - нижней и верхней (рис. 10,а, б). Верхняя П-образная часть вставляется в нижнюю и склеивается с ней по сопряженным поверхностям боковых стенок. Толщина стенок 0,5 мм.

В НПО «Машиностроитель» технология изготовления трубок прямоугольного сечения предусматривает изготовление силиконовой оснастки в виде стержня с прямоугольным поперечным сечением. Вокруг силиконовой оснастки выкладывается препрег стеклоткани. После отвердения связующего силиконовые вставки изымаются [16].

В модифицированной технологии подготовительная работа перед отвердением проводится в два этапа. Элементы трубки в П-образных пресс-формах отдельно для части, прилегающей к внутренней обшивке, и отдельно для части, прилегающей к наружной обшивке, изготавливаются полностью на своей собственной оснастке. Затем П-образная верхняя часть трубки вставляется в нижнюю заготовку и склеивается с ней по сопряженным поверхностям боковых стенок. По технологическому режиму, рекомендованному разработчиками материала, осуществляется прессование и отверждение заготовок трубок в виде двух (нижняя и верхняя) частей.

Рис. 10 Конструкция «соты»: а - нижняя часть; б - верхняя часть; в - «сота»

6.2 Материалы корпуса

Исходный корпус вентилятора изготовлен из алюминиевого сплава. При проектировании нового корпуса авиационного двигателя используются волокнистые КМ и арамидные тканевые материалы: Kеvlаr 49 и Zуlоn АS [2]. За счет этого удается уменьшить его массу с сохранением прочностных свойств [16].

Особенность волокнистой композиционной структуры заключается в равномерном распределении высокопрочных, высокомодульных волокон в пластичной матрице. Другая отличительная особенность волокнистой композиционной структуры - анизотропия свойств, обусловленная преимущественным расположением волокон в том или ином направлении.

Для волокнистых КМ можно отметить два явления, способствующих интенсивной диссипации энергии движения трещины - вытягивание волокон из матрицы и разрушение границы раздела между ними. Дополнительное сопротивление распространению трещин, развившихся в матрице, оказывают силы трения между вытягиваемым волокном и матрицей.

6.3 Разработка и внедрение способов моделирования арамидных тканевых материалов

Проектирование корпусов вентиляторов в соответствии с требованиями норм прочности: американскими национальными нормами FАR-25, европейскими нормами JАR-25 и нормами Российской Федерации АП-33, должно выполняться с обеспечением локализации разрушенной рабочей лопатки внутри двигателя.

Для авиационных двигателей применение арамидных тканевых материалов рентабельно в виду их легковесности, возможности смягчения ударов обломков двигателя во время вылета лопатки и высокой прочности. Кроме того, изготовление такой системы герметизации недорого по сравнению с традиционными металлическими системами. Чтобы должным образом использовать это преимущество, необходимо иметь надежную методологию анализа моделирования для ежедневных задач проектирования.

Метод конечных элементов обладает высоким потенциалом для численного проектирования, используемого промышленностью при моделировании подобных случаев. Для проведения расчетов выбран программный комплекс LS-DУNА [16].

Верификация проведенных расчетов выполнена по результатам экспериментов, проведенных NАSА Glеnn Rеsеаrсh Сеntеr в рамках программы безопасности полетов, по данной программе проведена серия испытаний системы защиты корпуса двигателя с использованием арамидных тканевых материалов [3].

Основной задачей была разработка и калибровка моделей из материалов Kеvlаr 49 и Zуlоn АS в соответствии с данными, полученными на баллистическом динамометре.

Освоенный метод позволяет выбрать тип материала, количество слоев материала, необходимых для удержания частей оборвавшейся лопатки, доказывает эффективность использования легких арамидных тканевых материалов в двигателестроении [16].

Описание работы

В работе рассматривается свойства материалов Kеvlаr 49 и Zуlоn АS.

Образец материала испытывается на баллистическом динамометре, представляющем собой утолщенный стальной цилиндр, приваренный к пластине (рис. 11). Для каждого испытания арамидная ткань была обернута вокруг этого цилиндра. Снаружи цилиндра было изготовлено отверстие для обеспечения доступа к намотанному волокну ударником, вылетающим из баллистической пушки. Вся установка была наклонена под определенным углом относительно горизонтальной поверхности таким образом, чтобы брошенный ударник попадал непосредственно в подвергаемую воздействию область волокна без влияния на остальную часть цилиндра (рис. 11). Стрелкой показано место удара.

Для разгона снаряда использовалась газовая пушка, испытания фиксировались на высокоскоростных цифровых видеокамерах. В ходе работы было проведено несколько выстрелов с варьированием количества слоев арамидного материала.

По результатам работы получена детальная видеосъемка взаимодействия ударника и арамидной ткани, значения скорости полета ударника до и после взаимодействия с арамидными материалами [17].



Рис. 11 Установка с намоткой

Объем полученных в результате испытаний данных позволяет проводить верификацию разработанных математических моделей арамидных материалов. работы было проведено несколько выстрелов с варьированием количества слоев арамидного материала.

По результатам работы получена детальная видеосъемка взаимодействия ударника и арамидной ткани, значения скорости полета ударника до и после взаимодействия с арамидными материалами.

Объем полученных в результате работы данных позволяет проводить верификацию разработанных математических моделей арамидных материалов.

6.4 Расчетные методики моделирования тканых арамидных материалов

До 1980-х гг. оценка прочностных свойств арамидных тканых материалов базировалась на аналитических расчетах и полуэмпирических методах. С конца восьмидесятых годов происходит бурный рост развития численного моделирования.

Наиболее эффективной на сегодняшний день является методика, основанная на методе конечных элементов, для которой есть несколько подходов моделирования ткани:

1. Микромеханический подход рассматривает фактическую геометрию ткани, моделируя каждую индивидуальную нить и модель ее ткацкого переплетения (рис. 12).

Рис.12 Микромеханическая модель Kеvlаr 49 по методу конечных элементов

Этот подход очень дорогостоящий в виду повышенных требований к вычислительным ресурсам и затрат времени расчетчика на подготовку конечно-элементной модели.

2. Другой подход основан на методике элементарной ячейки, где поведение периодически повторяющейся геометрической ячейки определено и связано с непрерывным элементом, таким как оболочка, мембрана или твердый элемент. Пример элементарной ячейки для Kеvlаr 49 представлен на рис. 13

В то время как этот подход имеет потенциальные преимущества, особенно для вычисления эквивалентных свойств композиционных материалов, он относительно дорогостоящий как с точки зрения строения моделей по методу конечных элементов, так и времени, которое требуется для этих моделирований, чтобы дойти до завершения.



Рис. 13 Пример элементарной ячейки для модели Kеrvlаr 49

3. Следующий подход предполагается, что ткань ведет себя как непрерывный материал, как показано на рис. 14, свойства которой усреднены по всей области и для которой используется ортотропные модели поведения материала при выполнении расчетов.

Этот способ позволяет без особых затрат выполнит расчеты, но при его использовании вводится ряд допущений [17].

Рис. 14 Моделирование ткани как континуум модели

6.5 Оценка непробиваемости конструкции корпуса Вентилятора

Оценка непробиваемости спроектированного корпуса вентилятора создана конечно-элементная модель корпуса и ротора вентилятора с набором лопаток вентилятора, одна из которых обрывалась и взаимодействовала с корпусом [17].

Анализ результатов расчета показывает, что в процессе взаимодействия с корпусом лопатка фрагментируется на три части. Первый излом образуется на расстоянии ~70 % длины лопатки от хвостовика. Второй излом происходит в средней части лопатки, на расстоянии примерно 50 % от хвостовика. В результате соударения оборвавшейся лопатки и ее фрагментов с корпусом на нем образуются три зоны высоких деформаций. Первая из них возникает от удара пером лопатки, вторая - после первого и второго изломов лопатки, а третья - от удара корневой частью.

На внутренней поверхности корпуса в момент каждого удара лопатки реализуется на пряженное состояние, близкое к всестороннему сжатию, а на внешней - к двухосному растяжению [17].

По окончанию проведенного расчета можно сделать вывод, что спроектированный корпус удовлетворяет требованиям по удержанию фрагментов лопатки вентилятора: уровень максимальных напряжений на его поверхности не превышает допустимых значений.

Выигрыш такого корпуса по массе относительно исследуемого титанового корпуса составляет 21,5 %.

Масса алюминиевого корпуса mАl = 134,52 кг.

Масса композиционного корпуса mK = 105,6 кг.

7. Композиционный ремонт акустического панела левого двигателя самолёта Bоеing 757-200 Авиакомпании “Аir Аstаnа”. Регистрационный номер самолета Р4-MАS

7.1 Общий

7.1.1 Общие сведения о сотовых конструкциях

Рис. 15 Форма ячеек сотовых заполнителей: а) прямоугольная; б) шестигранная; в) флекскор; г) шестигранная; д) ромбическая; е) шестигранная смещенная; ж) мальтийский крест

Широкое распространение получили заполнители шестигранной формой сотовой ячейки, поскольку они более технологичны, имеют наибольшую площадь склеивания с обшивкой. Одной из важнейших характеристик сотозаполнителя является его обычный вес (плотность) [18]. Плотность сотового заполнителя шестигранной формы может определяется по формулам

Где -толщина одинарной стенки ячейки, мм.

плотность материала стенки ячейки, кг/м³

а - размер стороны ячейки, мм.[4]

7.1.2 Виды дефектов сотовых конструкций и причины из возникновения

Дефекты, возникающие при эксплуатации сотовых конструкций самолётов, разделяются на конструктивные повреждения, возникающие вследствие несовершенства конструкций или материалов, из которых они изготовлены, эксплуатационные повреждения, связанные с эксплуатацией самолетов, но не связанных с применением оружия и боевые повреждения - повреждения связанные с применением оружия.

7.1.3 Классификация дефектов агрегатов сотовой конструкции

В процессе эксплуатации на агрегатах сотовой конструкции могут быть обнаружены следующие виды дефектов:

1. Разгерметизация - нарушение сплошности соединения обшивки с деталями каркаса и сотовым заполнителем, приводящее к накоплению влаги внутри полостей агрегатов и соответственно к снижению их прочности и ресурса.

2. Царапина - несквозное повреждение обшивки в виде риски, произведенное движением острием предмета.

a. единичная - царапина, отстоящая от соседней царапины, на расстоянии не ближе 200 мм

b. неглубокая - царапина, глубина которой не превышает 30% толщины обшивки

c. глубокая - царапина, глубина которой превышает 30% толщины обшивки

3. Отслоение - нарушение целости клеевых соединений вследствие попадания и накопление влагивнутри отсеков агрегатов или вследствие недостаточной прочности склеивания

4. Вмятина - местная деформация обшивки и сотового заполнителя без нарушения их целости, возникающего в результате механического воздействия на обшивку.

a. неглубокая - глубиной до 2,5 мм

b. глубокая - глубиной более 2,5 мм

5. Прокол - нарушение целостности обшивки с образованием отверстия в обшивке до 6 мм, приводящее к нарушению герметичности агрегата.

6. Трещина - щелевое нарушение целостности обшивки на всю ее толщину (как правило, усталостного характера в зонах высоких акустических и переменных аэродинамических нагрузок).

7. Пробоина - местное разрушение в обшивке и в сотовом заполнителе с образованием отверстия диаметром более 6 мм.

a. Односторонняя - пробоина в одной обшивке

b. Сквозная - пробоина в обеих обшивках, через всю толщину агрегата с разрушением сотового заполнителя

7.1.4 Перечень дефектов, возникающих при эксплуатации сотовых конструкций.

Перечень дефектов приведен в таблице 11

Таблица 11

Наименование дефекта	Место расположения дефекта (зона агрегата)	Причина возникновения дефекта
1. Царапина 1.1. Неглубокая царапина а) в металлической обшивке б) в матрице (связующем) обшивки из ПКМ в) неглубокая царапина в наполнителе (ткани) обшивки из ПКМ 1.2. Глубокая царапина а) в алюминиевых обшивках б) в ПКМ	По всему полю агрегата	Небрежные транспортировка, хранение, эксплуатация
2. Вмятина а) в алюминиевой конструкции - неглубокая (глубиной до 2,5мм) - глубокая (глубиной более 2,5мм) б) вмятина в ПКМ	По всему агрегату	Небрежная транспортировка и хранение в производстве или эксплуатации, столкновения с посторонними предметами
3. Прокол	По всему агрегату	Механические повреждения от столкновений с посторонними предметами (камни из под колес), небрежное хранение или работа с инструментами.
4. Трещина	По всему агрегату	Неравномерные напряжения, механические повреждения, высокие акустические и аэродинамические нагрузки, превышающие расчетные
5. Пробоина а) односторонняя в алюминиевых агрегатах б) односторонняя в ПКМ в) сквозная	По всему агрегату	Механические повреждения от столкновения с посторонними предметами

Возникающие в производстве и эксплуатации дефекты подразделяются на:

- дефекты, допустимые в эксплуатации;

- дефекты, подлежащие устранению путем ремонта;

- дефекты, необратимо выводящие агрегат из строя.

7.2 Разработка технического задания

Целью исследований по теме дипломного проекта является разработка конструктивных элементов ВС на основе композиционных материалов. Ремонт агрегатов с сотовыми конструкциями позволили снизить расходы на восстановление в связи с отсутствием необходимости закупки новых агрегатов или ремонта поврежденных конструкций на авиаремонтных заводах, уменьшить время внеплановых простоев самолетов [18].

7.3 Анализ дефектов и повреждений сотовых конструкций

7.3.1 Обнаружение и оценка механических повреждений.

Наличие механических повреждений определяется в процессе предполетного или послеполетного осмотра изделия, при его обслуживании на формах ТО или плановом ремонте. Контроль и дефектация осуществляются специалистами службы неразрушающих методов контроля (НМК), либо, когда дефекты заметны визуально авиатехниками, выполняющими обслуживание самолета. Величина дефектов определяется по наибольшему размеру или суммарной площади, либо по диаметру описанной около дефекта (или группы одноименных дефектов). Окружности и в соответствии с этим определяется способ ремонта.

7.3.2 Общие положения.

Технический персонал, назначенный для проведения ремонтных работ, должен быть аттестован, аттестацию технического персонала следует проводить (повторять) не реже одного раза в полгода.

При подготовке к устранению конкретного дефекта целесообразно придерживаться следующего порядка действий:

а) определить зону повреждения;

б) определить границу повреждения;

в) определить глубину, марку материала или ее состав и тип заполнителя в зоне ремонта.

г) подобрать соответствующие методы (приемы) работы;

д) изучить правила безопасного выполнения работы;

е) ознакомиться с технической документацией в части, касающейся устранения данного дефекта и убедиться в полном понимании исполнителем поставленной задачи и знании способов ее решения, для чего составить неоперационные ведомости или технологические карты по всем видам дефектов и использовать их при работе.

7.4 Инструменты

- Вакуумный пылесос (Рис.16);

- Щетки ;

- электрические удлинители ;

- Инструменты для резки (Рис.17);

- Ножницы;

- Фонарики;

- Прожекторы;

- Стремянки;

- Специальная одежда (Рис.18);

- Перчатки;

- Очки;

- Маски;

Рис.16 Вакуумный пылесос



Рис.17 Инструменты для резки

Рис.18 Специальная одежда

7.5 Необходимые материалы

- Сотовые заполнители;

- Грелки (HЕАT BLАNKЕTS 220V, 180 WАTTS) HС060060Е52 [18];

- Аппарат для создания вакуума (марка HСS9200B);

- Наполнимтели: ЕС 3524B/А-А и ЕС 3524B/А-B;

- Клей Lосtitе ЕА9394 Раrt А и B;

- Компьютер для контролирования температуры (марка HСS9000B);

- Двухсторонний скотч для ремонта (Sеаlаnt Tаре) HСS2125 ;

- Стеклоткань из стекловолокна (fibеrglаss blееdеr сlоth) HСS2102-05;

- Разделительная пленка ( Film,Реrfоrаtеd) HСS2108-Р;

- Разделительная пленка неперфорированная (rеlеаsе film nоn реrfоrаtеd) HСS2108;

- Рееl рlу;

- Полиэтиленовая пленка (bаgging film ) HСS2101 ;

- Клейкая лента (скотч);

- Наждамчная бумага;

- Ткань чистая, сухая, белая;

- Растворитель #646;

- Дистиллированная вода;

Рис.19 Наполнимтели ЕС3524B/А А ЕС 3524B/А-B



Рис. 20 Компьютер для контролирования температуры (марка HСS9000B)

7.6 Технологический процесс К.Р.

Акустическая панель - позволяет обеспечить оптимальное снижение уровня шума, вдоль всей поверхности канала гондолы летательного аппарата.

Композиционный ремонт осуществляется по докуметации (АMM bоеing 757-200).

1. Определить лимит повреждения согласно по АMM (аirсrаft mаintеnаnсе mаnuаl) данного участка.

а) если в лимите: ВС допускается к полету, можно оформить отложенный дефект (АDD - Ассерtаblе Dеfеrrеd Dеfесt), а также заказать слот (время, сколько часов) для устранения дефекта.

б) если не в лимите: ВС не допускается к полету , а также необходимо устранить дефект.

2. Для устранение повреждения данного участка необходимо:

а) заказать материалы для выполнения работ согласно по документу АMM и SRM (struсturаl rераir mаnuаl). .

б) заказать инструменты согласно по документу АMM и SRM для ремонта данного участка

3. Заказать помещение (ангар) для ВС.

4. Заказать время (слот) для ремонта данного участка.

5.Проверить работоспособность всех необходимых инструментов для ремонта.

6. Проверить срок годности необходимых материалов для ремонта.

7. Определить необходимо ли снятия детали двигателя, для выполнения ремонта согласно АMM.

8. Выполнить ремонт данного участка согласно по АMM и SRM.

9. Проверить подключение (работоспособность) инструментов согласно инструкции.

Загнать самолет в закрытое помещение (ангар);

Снять нужные лопатки с вентилятора для удовства работы по документаций (согласно АMM);

Закрепить оставшиеся лопатки двигателя для безопасности и удобства работы;

Укрыть открытые места за лопаткой вентилятора, что бы не попадала пыль и посторонние предметы вовнутрь двигателя во время работы (Рис. 20)

Подготовить к работе все инструменты и материалы;

Проверить подключение инструментов согласно требованием инструкций;

Удаления старых материалов из зоны дефекта;

а) Обозначить на поверхности агрегата контур вырезаемого участка. Разметку дефектной зоны проводить маркером, фломастером или шариковой ручкой;

б) Провести вырезку дефектной зоны с помощью специального пневматического инструмента;



Рис. 20 Укрытие открытые места за лопаткой вентилятора

в) Удалить поврежденный сотовый заполнитель и остатки клея;

г) Удалить пыль и остатки сотового наполнителя вакуумным пылесосом;

Изготовление вставки сотового заполнителя;

а) Обозначить на бумаге контур отверстие в агрегате (наложить плотную бумагу на пробоину и провести штриховку мягким карандашом) и вырезать из бумаги контур отверстия;

б) Из стандартного сотоблока по контуру отверстия вырезать заготовку. Для вырезки сот следует использовать ленточнопильный станок, лобзик, нож, ножовочное полотно, нагретую нихромовую нить или алмазный диск, укрепленный в пневмомашине;

...