RU2334968C1 - Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата - Google Patents
Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2334968C1 RU2334968C1 RU2007109110/11A RU2007109110A RU2334968C1 RU 2334968 C1 RU2334968 C1 RU 2334968C1 RU 2007109110/11 A RU2007109110/11 A RU 2007109110/11A RU 2007109110 A RU2007109110 A RU 2007109110A RU 2334968 C1 RU2334968 C1 RU 2334968C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flight
- stresses
- glazing
- temperature
- layer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной промышленности и может быть использовано при летных испытаниях для определения эксплуатационных напряжений (σэ) в органическом остеклении высокоскоростных летательных аппаратов в условиях полета с температурой воздуха по высоте, числом Мmax, продолжительностью полета с Мmax, отличающихся от условий полетов при лётных испытаниях для оценки напряженного состояния остекления на этапе проектирования и при формировании циклов ресурсных испытаний. В первых полетах измеряют на поверхностях остекления ЛА в полете температуру для уточнений условия теплообмена на поверхности деталей остекления. Определяют изменение температуры по толщине деталей и времени полета для любых заданных условий, включая максимальные режимы полета. Формируют математическую модель термонапряженного состояния для i-x слоев остекления и определяют с использованием упругопластических характеристик стекол и по полученному распределению температуры результирующие температурные значения напряжений, представляющие сумму термоупругих напряжений при повышенных температурах, релаксировавшие напряжения в процессе полета, остаточные температурные напряжения, накопившиеся в предыдущих полетах, с учетом их релаксации при стоянке между полетами, в i-м слое в k-й момент N-го полета. Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении точности определения результирующих напряжений в остеклении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной промышленности и может быть использовано при летных испытаниях для определения эксплуатационных напряжений (σэ) в органическом остеклении высокоскоростных летательных аппаратов самолетов при условиях полета с температурой воздуха по высоте, числом Мmax, продолжительностью полета с Мmax, и отличающихся от условий полетов при летных испытаниях, а также для оценки напряженного состояния остекления на этапе проектирования и при формировании циклов ресурсных испытаний.
Возникающие в сверхзвуковом полете эксплуатационные напряжения в органическом остеклении включают напряжения, создаваемые внешними по отношению к стеклу нагрузками (избыточным давлением и т.д.), температурные напряжения, вызываемые неравномерным распределением температуры (t°) по толщине остекления, и остаточные температурные напряжения, возникающие вследствие релаксации напряжений в процессе полета. Последние два вида напряжений на 80-90% определяют величины σэmax.
Известен способ определения ресурса работы деталей остекления летательных аппаратов, патент №1356684, 1985 г., в котором при испытаниях остекления на теплопрочностных стендах, в частности при использовании способа определения ресурса деталей остекления на основе органических стекол необходимо создавать тепловое и силовое нагружение деталей, которое создало бы в них напряжения, близкие к эксплуатационным и экстремальным напряжениям σэ и σэmax, которые должны быть известны. При формировании циклов нагружения при экстремальных температурно-временных режимах, особенно, должны учитываться упоминавшиеся выше релаксационные процессы и возникновение остаточных напряжений, что в указанном способе отсутствует.
Считается, что наиболее достоверные значения σэ определяются в летных испытаниях с помощью тензометрии. Но в этих испытаниях определяются только суммарные напряжения, включающие напряжения от внешних нагрузок и термоупругие напряжения. Релаксация напряжений в полете и остаточные напряжения, возникающие после полета, непосредственно не определяются.
Остаточные напряжения могут быть определены после завершения испытаний по методике, использующей способ узких прорезей (Давиденков Н.Н., Шевандин Е.М. Исследования остаточных напряжений, создаваемых изгибом. ЖТФ. 1939 г. T.IX, вып.12) и требующей разрушения остекления. Общим недостатком такого определения напряжений является то, что как термоупругие, так и остаточные напряжения будут соответствовать условиям выполнения полетов при испытаниях. Кроме того, остаточные напряжения кроме остаточных температурных напряжений, возникших при летных испытаниях, будут включать также исходные напряжения неизвестной величины, с которыми остекление поступило на испытания.
Известны способы расчетной оценки термонапряженного состояния органического остекления для заданных условий полета (В.В.Белов. Анализ термонапряженного состояния в остеклении фонаря маневренного самолета. Аэродинамика и прочность конструкций летательных аппаратов. Труды Всероссийской научной конференции. Новосибирск. 2005 г. стр.217-222).
В этих способах органическое стекло при повышенных температурах рассматривается как упругое тело, в котором возникают только термоупругие напряжения, а релаксационные процессы отсутствуют. Такие способы хоть и дополняют материалы летных испытаний, но могут существенно занижать определяемые напряжения.
Упругопластическое поведение органических стекол при нагружении по сравнению, например, с металлами имеет существенные особенности, в том числе:
- при нагружении в стеклах возникают упругие и высокоэластические (ВЭ) деформации, которые при разгрузке частично восстанавливаются. Восстановление продолжается и после снятия нагрузки, в том числе весьма медленно, и при t°≈20°, из-за чего эти деформации можно условно называть пластическими: упомянутые ВЭ деформации состоят из мгновенных, Δε'p - возникающих в процессе нагружения, и т.н. временных, Δε''p - развивающихся при ε(0)=const, пластических деформаций
εp=Δε'p+Δε''p,
которые в диапазоне эксплуатационных значений деформаций соизмеримы;
- знакопеременное циклическое нагружение, характерное дня полета, в случае возникновения в 1-м полуцикле ВЭ деформаций, оказывает существенное влияние на упругопластические характеристики во 2-м полуцикле, в результате чего модули упругости в полуциклах E1>E2, величины пластических, определенных по диаграммам σ-ε, и остаточных (εост - деформация оставшаяся после разгрузки) деформаций в полуциклах
εp1>εост1, εр2≤εост2.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении точности определения результирующих напряжений в остеклении, за счет
- учета в температурных напряжениях релаксации напряжений в полете, накопления остаточных температурных напряжений при повторении полетов, релаксации напряжений за время стоянки самолета и учета указанных особенностей при знакопеременном нагружении остекления в условиях нагрева до t°≤t°с (t°с - температура перехода стекла из стеклообразного в высокоэластическое состояние),
- учета восстановления ВЭ деформации при разгрузке, накопления остаточных деформаций в слоях при повторении полетов, определения по диаграммам деформирования образца стекла мгновенных и временных пластических деформаций, возникающих при нагружении остекления в полете.
Для достижения технического результата в способе оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата, заключающемся в оценке термоупругих напряжений при повышенных температурах, вызываемых неравномерным распределением температуры по толщине остекления, воздействующих на остекление в условиях полета, согласно изобретения дополнительно определяют релаксировавшие напряжения в процессе полета, остаточные температурные напряжения, накопившиеся в предыдущих полетах, с учетом их релаксации при стоянке между полетами, для этого расчитывают упругопластические характеристики стекла по диаграммам деформирования образца органического стекла. В первых полетах измеряют на поверхностях остекления ЛА в полете температуру для уточнений условия теплообмена на поверхности деталей остекления. Определяют изменение температуры по толщине деталей и времени полета для любых заданных условий, включая максимальные режимы полета. Формируют математическую модель термонапряженного состояния для i-x слоев остекления и определяют с использованием упругопластических характеристик стекол и по полученному распределению температуры, результирующие температурные напряжения, представляющие собой сумму названных выше напряжений в i-м слое в k-й момент N-го полета:
Еi,к - модуль упругости, соответствующий t° i-го слоя и полуциклу нагружения в k-й момент N-го полета.
μ(t) - коэффициент Пуассона, соответствующий t° i-го слоя,
При этом на этапе проектирования органического остекления и выборе марки стекла предварительно оценивают напряженное состояние остекления при возможных заданных условиях эксплуатации ЛА.
Кроме того, определяют упругопластические характеристики стекла с помощью экспериментальной установки путем моделирования характерных для полета циклических знакопеременных нагружений до трех различных значений начальных деформаций в диапазоне их эксплуатационных величин, без пауз между полуциклами и с интервалом между циклами не менее 30 мин, при 4-5 значениях температуры t°<t°с образцов стекла, нагрева до t°≤t°c - температура перехода стекла из стеклообразного в ВЭ состояние, при этом получают зависимости модулей упругости от температуры, зависимости мгновенных пластических деформаций от величины полных деформаций в полуциклах, семейства опорных кривых релаксации напряжения при различных температурах для первого и второго полуциклов нагружений.
Предложенный способ поясняется следующими чертежами.
На фиг.1 показана доработанная модель Максвелла, Алфрея, упругопластического поведения стекла, в которой элемент Eупр.i моделирует термоупругую деформацию, демпферы η'i и η''i - соответственно мгновенную и временную пластические деформации, а упругие элементы Е'вi и E''вi моделируют внутренние силы восстановления мгновенной и временной ВЭ деформаций при разгрузке.
На фиг.2 приведены распределения остаточных напряжений после восьми полетов по толщине лобового и бокового стекол козырька фонаря самолета Миг-25.
Способ осуществляется следующим образом.
Определяют упругопластические характеристики стекла с помощью экспериментальной установки путем моделирования циклических знакопеременных, характерных для полета нагружений до трех различных значений начальных деформаций в диапазоне их эксплуатационных величин, без пауз между полуциклами и с интервалом между циклами не менее 30 мин, при 4-5 значениях температуры t°<t°c образцов стекла, нагрева до t°≤t°c - температура перехода стекла из стеклообразного в ВЭ состояние.
При этом получают зависимости модулей упругости от температуры, зависимости мгновенных пластических деформаций от величины полных деформаций в полуциклах, семейства опорных кривых релаксации напряжения при различных температурах для первого и второго полуциклов нагружений.
При знакопеременном циклическом нагружении, характерном для полета, возникшие в 1-м полуцикле ВЭ деформации оказывают существенное влияние на упругопластические характеристики во 2-м полуцикле, в результате чего модули упругости в полуциклах E1>E2, величины пластических, определенных по диаграммам σ-ε, и остаточных (εост - деформация, оставшаяся после разгрузки) деформаций в полуциклах
εp1>εост1, εp2>εост2.
Определение напряжений выполняется вдали от кромок остекления, при применяемом креплении, исключающем изгиб, и 
.
Термоупругие напряжения определяют известными способами.
Остекление на ЛА по толщине разбивается на n элементарных слоев толщиной Δу, 1-й и n-й слой толщиной 0,5Δу, каждый из которых представляется в виде указанной выше модели (см. фиг.1). Формируют математическую модель термонапряженного состояния для i-x слоев остекления. Расчитывают величину пластической (ВЭ) деформации в i-м слое в k-й момент N-го полета после завершения в нем релаксации напряжений в 1-м полуцикле:
где
- величина пластической (ВЭ) деформации в i-м слое, без учета влияния пластических деформаций в остальных слоях, является суммой мгновенной деформации, определяемой по зависимости (Δε'p)l=f(ε(0)l), и временной пластической деформации, определяемой по кривым релаксации στ(τ)l,
τp,i,o - момент начала определения временной деформации (Δε''p,i)1 в i-м слое в 1-м полуцикле.
Определяют во 2-м полуцикле величину пластической деформации в i-м слое:
τ'p,i,o - момент начала определения временной деформации (Δε''p,i) во 2-м полуцикле.
Пластическая деформация в i-м слое в k-й момент 2-го полуцикле 
, с учетом влияния остальных слоев, определяется так же, как в 1-м полуцикле.
Полная пластическая (ВЭ) деформация в i-м слое в k-й момент N-го полета равна сумме:
Определяют релаксировавшие напряжения в процессе полета. После завершения N-го полета и снижения температуры до исходной t0° (момент τ0 пластические (ВЭ) деформации принимаются постоянными для данного полета:
которые определяют остаточные деформации и напряжения в i-м слое стекла в момент τ0 после полета.
где
За время стоянки остаточные напряжения в i-м слое уменьшатся вследствие восстановления ВЭ деформаций на величину
и остаточные напряжения в i-м слое в момент τm после N-го полета составят
В первых полетах измеряют на поверхностях остекления ЛА в полете температуру для уточнений условия теплообмена на поверхности деталей остекления. Определяют изменение температуры по толщине деталей и времени полета для любых заданных условий, включая максимальные режимы полета. По математической модели определяют термонапряженное состояние i-x слоев остекления. Определяют с использованием упругопластических характеристик стекол и по полученному распределению температуры, результирующие температурные напряжения, представляющие сумму названных выше напряжений в i-м слое в k-й момент N-го полета:
Ei,k - модуль упругости, соответствующий t° i-го слоя и полуциклу нагружения в k-й момент N-го полета,
μ(t) - коэффициент Пуассона, соответствующий t° i-го слоя;
а термоупругие напряжения определяют известным способом.
Таким образом предложенный способ обеспечивает:
учет релаксации напряжений в полете, накопления остаточных температурных напряжений при повторении полетов, релаксации напряжений за время стоянки самолета.
Это позволяет повысить точность определения эксплуатационных напряжений в остеклении, сократить примерно на 30% количество полетов при испытаниях, более правильно формировать циклы нагружения при экстремальных температурно-временных режимах в ресурсных испытаниях.
Пример.
При проведении летных испытаний в первых полетах уточняются условия теплообмена на поверхностях остекления. Для любых заданных условий полета известными способами определяется изменение температуры по времени полета в каждом элементарном слое стекла. По полученному распределению температуры, с использованием имеющихся упругопластических характеристик данного стекла, в к-е моменты определяются термоупругие и релаксировавшие напряжения, и после полета остаточные напряжения 
.
Для N-го полета начальными напряжениями в стекле будут напряжения 
, для 1-го полета они равны нулю.
В качестве примера на фиг.2 приведено распределение остаточных напряжений 
после восьмого полета (N=8) в момент τm по толщине лобового (δ=20 мм) и бокового (δ=12 мм) стекол козырька фонаря самолета Миг-25, полученных экспериментально способом «узких прорезей» (крестики), после выполнения 8 полетов с нагревом стекол до t°≤t°с, и предлагаемым способом (точки) для тех же условий полетов. Можно отметить, что совпадение удовлетворительное, а напряжения σ2 остτm составляют более 30% от σэmax, причем после полетов, выполненных не на экстремальных режимах.
Claims (3)
1. Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата (ЛА), заключающийся в оценке термоупругих напряжений при повышенных температурах, вызываемых неравномерным распределением температуры по толщине остекления, отличающийся тем, что дополнительно определяют релаксировавшие напряжения в процессе полета и остаточные температурные напряжения, накопившиеся в предыдущих полетах, с учетом их релаксации при стоянке между полетами, для чего определяют упругопластические характеристики стекла по диаграммам деформирования образца органического стекла, в первых полетах измеряют на поверхностях остекления ЛА температуру для уточнений условия теплообмена на поверхности деталей остекления, определяют изменение температуры по толщине деталей и времени полета для любых заданных условий, включая максимальные режимы полета, затем формируют математическую модель термонапряженного состояния для i-x слоев остекления и определяют по полученному распределению температуры с использованием упругопластических характеристик стекол результирующие значения температурных напряжений, представляющие сумму названных выше напряжений в i-ом слое, в k-й момент N-го полета:
где 
- термоупругие напряжения и соответствующие им деформации в i-м слое в k-й момент N-го полета;
Ei,k - модуль упругости, соответствующий t° i-го слоя и полуциклу нагружения в k-й момент N-го полета;
μ(t) - коэффициент Пуассона, соответствующий температуре t° i-го слоя.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе проектирования органического остекления и выбора марки стекла предварительно оценивают напряженное состояние остекления при возможных заданных условиях эксплуатации ЛА.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что упругопластические характеристики стекла определяют с помощью экспериментальной установки путем моделирования характерных для полета циклических знакопеременных нагружений до трех различных значений начальной деформации в диапазоне их эксплуатационных величин, без пауз между полуциклами и с интервалом между циклами не менее 30 мин, при 4-5 значениях температуры t°<t°c, где t°c - температура перехода стекла из стеклообразного в высокоэластическое состояние, образцов стекла, нагрева до t°≤t°c, при этом получают зависимости модулей упругости от температуры, зависимости мгновенных пластических деформаций от величины полных деформаций в полуциклах, семейства опорных кривых релаксации напряжения при различных температурах для первого и второго полуциклов нагружений.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109110/11A RU2334968C1 (ru) | 2007-03-13 | 2007-03-13 | Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109110/11A RU2334968C1 (ru) | 2007-03-13 | 2007-03-13 | Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2334968C1 true RU2334968C1 (ru) | 2008-09-27 |
Family
ID=39929069
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007109110/11A RU2334968C1 (ru) | 2007-03-13 | 2007-03-13 | Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2334968C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114323973A (zh) * | 2021-12-13 | 2022-04-12 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种潜水器观察窗耐压试验装置及方法 |
-
2007
- 2007-03-13 RU RU2007109110/11A patent/RU2334968C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114323973A (zh) * | 2021-12-13 | 2022-04-12 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种潜水器观察窗耐压试验装置及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Alderliesten | Analytical prediction model for fatigue crack propagation and delamination growth in Glare | |
| Khosravani et al. | Characterization of sandwich composite T-joints under different ageing conditions | |
| Harizi et al. | Mechanical damage assessment of Polymer–Matrix Composites using active infrared thermography | |
| Santhosh et al. | Modeling of stress concentration in ceramic matrix composites | |
| Jedidi et al. | Design of accelerated hygrothermal cycles on polymer matrix composites in the case of a supersonic aircraft | |
| Okabe et al. | Numerical modeling of progressive damage in fiber reinforced plastic cross-ply laminates | |
| Ergun et al. | Fatigue and fracture analysis of aluminum plate with composite patches under the hygrothermal effect | |
| Liao et al. | Residual fatigue life analysis and comparison of an aluminum lithium alloy structural repair for aviation applications | |
| Molent et al. | Evaluation of spectrum fatigue crack growth using variable amplitude data | |
| Niu et al. | Experimental and numerical analysis of mode II fracture between propellant and insulation | |
| Freed et al. | Implementation of a probabilistic machine learning strategy for failure predictions of adhesively bonded joints using cohesive zone modeling | |
| Tantideeravit et al. | Prediction of delamination in multilayer artist paints under low amplitude fatigue loading | |
| Schieffer et al. | A coupled analysis of mechanical behaviour and ageing for polymer-matrix composites | |
| Jones et al. | Analysis, design and assessment of composite repairs to operational aircraft | |
| Ramezani et al. | Coupled thermo-mechanical creep behavior of sandwich beams–Modeling and analysis | |
| Lena et al. | Composite patches as reinforcements and crack arrestors in aircraft structures | |
| Ali et al. | Composite repairs to bridge steels demystified | |
| RU2334968C1 (ru) | Способ оценки и прогнозирования температурных напряжений в деталях органического остекления при летных испытаниях высокоскоростного летательного аппарата | |
| Lin et al. | Reliability analysis of aero-engine blades considering nonlinear strength degeneration | |
| Wang | On the finite width correction factor in prediction models for fatigue crack growth in built-up bonded structures | |
| Upadhyaya et al. | A novel numerical–experimental approach for predicting delamination in high temperature polymer matrix composites | |
| Jafari et al. | The effect of staggered matrix crack induced delamination growth on the mechanical properties of cross-ply laminates | |
| Murthy et al. | Life estimation of Ti–6Al–4V specimens subjected to fretting fatigue and effect of surface treatments | |
| Rao et al. | Residual strength and fatigue life assessment of composite patch repaired specimens | |
| Hu et al. | On the USAF ‘risk of failure’approach and its applicability to composite repairs to metal airframes |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110314 |