Разрушение пластин и остаточная прочность монолитно оребренных панелей из алюминиевых сплавов тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.06 ВАК РФ

О у О ,Ц- СI/ С-\л.и?-,У(

АКАДЕМИЯ НАУК УКРАИНСКОЙ ССР ИНСТИТУТ ПРОЫШ ПРОЧНОСТИ

На правах рукописи

Для служебного пользования

Экз.й ¿О

СЕ.ЕНЕЦ АЛЕКСАНДР ИВАНОВИЧ

УДК 539.4

РАЗРУШЕНИЕ ПЛАСТИН II ОСТАТОЧНАЯ ПРОЧНОСТЬ мсналшно ОРЕВРШЫХ ПАНЕЛЕЙ ИЗ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ

01.02.06 - Динамика, протаость машин, приборов и аппаратуры

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Киев 1991

Работе выполнена на Киевском механическом заводе им.О.К.Антонова в в Институте проблем прочности АН УССР.

Научный руководитель - доктор технических наук

Науменко В. П.

Официальные оппоненты - доктор технических наук

Неотеренко Г. И.

кандидат технических наук, старпий научный сотрудник Значковокий О.Я..

Ведущее предприятие - Киевский ордена Трудового Красного

Знамени институт инженеров гранданокой авиации пм.бО-лэгия СССЗ

Защита состоится " $ " 1 деитиЗр'А ,1991 г. в 3 чаоо! на васедании специалиаярованного совета Д OI6.33.OI при Институт проблем срочности АН УССР в помещении воафвренц-вала (252014, г.Киев-14,ул.Тиьшрязевс1мя, 2).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке инотитуха. Автореферат разослан

июл1к 1991 г.

УЧЕНЫЙ СЕКРЕТАРЬ СПВДШМЗИРШШОГО СОВЕТА, кандидат технических наук

Ф.Ф.Птшпс

ОЩЯ ХШКТЕШСШКА РАБОШ

Артуальроогъ работы. Монолитно оребрэнныв панели из алюмини-ах сплавов широко применяются в авиационных конструкциях, яолитные панели, изготовленные из прессованных полуфабрикатов, еюг высокие характеристики сопротивления уоталооти, статической циклической трещиноотойкооти. Это позволяет проектировать конст-вдии о повышенными ресурсом и веоовой эффективностью.

Благодаря непрерывному соединению отрянгера к обпивке в таких нелях отсутствуют крепе шне отверстия - потенциальные очаги ва-хдения усталостных трещин. Однако, остаются другие концентраторы опыт эксплуатации показывает, что полностью исключить появление развитие трещин практически невозможно. Безопасность эксплуатации иаконструкций повышается при выполнении ¡требований принципа безосного повреждения конструкции. В соответствии с ним анализ оста-чной прочности элемента конструкции с трещиной является одной из язательных процедур» как на этапе проектирования, так и при ана-зе эксплуатационных повреждений. Исследование закономерностей зрупения с целью достоверного определения характеристик трещино-ойкости материала на небольших лабораторных образцах, позволяет высигь точность и эффективность расчетов остаточной прочности ловых элементов конструкции. Епше исследования расширяют область актических приложений механики разрушения и дают возможность вышать экономическую эффективность и безопасность эксплуатации иаконструкций, •

Цель работа. Разработать и внедрить в практику относительно юстой и экономичный метод оценка остаточной прочности глонолитно «бренных панелей со ожвозной макротрещиной Отрыва, базирующийся результатах исследований закономерностей разрушения и характе-отик трещиноотойкоста ажшниевнх сплавов.

Для разработки такого метода необходимо было решить оледувщие дачи: ''

- экспериментально исследовать процессы затупления и докризисного роота трещин при статическом нагруконии в пластина из алкь пиевых сплавов, применяющихся в конструкции оребренннх панелей ала самолета;

- установить закономерности изменения характерных значений лового, энергетического и деформационных параметров разрушения саотин, тлеющих равные размехы и оодеркзших трещина разной длины;

- экспериментально оценить влияние р§бэр гёсткости (стрингеров) 1Нолитных панелей на характеристики сопротивления докрпгаческочу

росту трещины и не величину напряжений, вызывающих нестабильный рост трещины;

- определить остаточную прочность оребренных панелей с мини мально обнаруживаемыми и максимально допустимыми оквозными трещи^ нами, исходя из предъявляемых требований к безопасному поврежден! конструкций рассматриваемого типа;

- обобщить результаты экспериментальных исследований и на и: основе разработать метод расчета остаточной прочности крупногабаритных пластин с центральной трещиной по данным испытаний относительно малых образцов; >

- апробировать и внедрить предлояенный метод в практику исш таний и расчетов на прочность панелей крыльев самолетов, содеркас начальные усталостные трещины.

Научная новизна работа. Совместно и независимо определены хг рактерные значения силового (К« ), энергетического ( Лч ) и дефор ционных ( , а(< ) параметров разрушения алюминиевых сплавов Д1бч' . и И61Т при маломасштабной, развитой и полной текучести на пласк нах, содержащих стационарную и стабильно растущую центральную гр< щину. Установлены предельные значения нагрузки, размеров плаокш и трещины, не превышая которые могут быть получены относительно I вариантные характеристики • трещиноотойкости исследуемых материале Экспериментально обоснована применимость известных моделей упругс пластического разрушения к оценке статической трещиноотойкости а; миниевых сплавов на небольших лабораторных образцах. При этом прс ложен способ определения параметров концевой области трещины в мс дели Леонова-Панасюка-Дагдейла по измеренным смещениям без иопои вания каких-либо предположений о величине напрягший в этой облас Экспериментально определены закономерности разрушения монолитно сребренных панелей в влияние стрингеров на стабильный рост трещин при статическом нагрунзши в величину разрушающих напряжений.

Практическая .дещдоздь» Проведены исследования п эксперимента пая проверка существующих ворзавпвннх докумзптов по оценке статической трещиноотойкости кеталлнчеоких материалов и но расчету ост точной прочности элементов конструкций со оквозными трещинами. Определены силовые, деформационные и энергетическая характеристик трещиноотойкости прессованных панелей иг сплавов Д1бчТ и II61Т. Исследована остаточная срочность ионолитно оребренннх панелей о и нимально обнаруживаемыми и регламентированными, трещинами. Предлог и внедрен метод расчета остаточной прочности гладах и сребренных панелей. Метод реализован в виде блока САПР.

Бззулыгагы исследования внедрены на КМЗ им.О.К.Антонова и ис-гьзуются при проектировании крыльев транспортных самолетов, подковке и проведении сертификационных испытаний крыльев на оогаточ-) прочность, анализе трещиноотойкости алюминиевых сплавов. |ультаты исследований использованы ЦАГИ при разработке единых >бований к эксплуатационной ншучеоти (.критериев живучести) и при [готовке проекта руководства для конструкторов по обеспечению ¡плуатационной живучести самолетных конструкций на этапах проек-зования и эксплуатации.

Основные .положения, которые, выносятся на ..защиту:

1. Данные о статической грещиностойкостп просоованных панелей алюминиевых сплавов Д16чТ я П6ХГ."

2. .Зависимости параметров разрушения этих сплавов в• характер-ï моменты некритического роста трещины от размеров образцов и яцин.

3. Данные о влиянии стрингеров монолитных панелей на законо-рности стабильного роста трещины при огагачеоком-нагружении п на тачину разрушающих напряжений.

4. Данные по остаточной прочности монолитно орзбренных панелей минимально обнаруживаемыми п максимально допустимыми длинами тре-î. .

5. Способ определения параметров концевой облаоги трещины в *ели Леонова-Панасгака-Дагдейла.

6. Методика расчета остаточной прочности пластин и оребренных ?елей с центральной трещиной.

Апробация работа. Основные результат работы докладывались научно-технических конференциях ДШ1 по ресурсу авяаконсгрукций .Чуковский, 1983 г., 1986 г.), на научно-технических конференциях яодых специалистов и членов НТО Киевского механического завода .О.К.Антонова (г.Киев, 1981г, 1985. г.), на I Всесоюзной конферен-г "Механика разрушения материалов" (г.Львов, 1987 г.), на научном динаре Института проблем прочности АЛ УССР (г.Киев, 1989 г.).

Публикации. По теме диссертационной рабош опубликовано работ.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, ги глав, выводов, списка литературы и приложения. Работа изложена 125 страницах, содержит 9 таблиц, 45 и'шстраций, список пользованной литературы из 168 наименований.

- 4 -

СОДЕШАНИЕ РАБОТЫ

В пенвой главе выполнен анализ современного состояния пробле мы определения трещиносгойкооги листовых металлических материалов и расчета остаточной прочности элементов конструкции.

Для обеспечения безопасности эксплуатации авиационные конструкции должны быть спроектированы по принципу безопасного повлеки ния таким образ ал, чтобы усталостные трещины, возникающие от возможных начальных производственных.дефектов, коррозионных или■ случайных повреждений, были гарантировано "обнаружены до достижения ими критических размеров. ,

Анализ безопасного повреждения конструкции требует проведени расчетов критических напряжений <эе , соответствующих началу нестабильного роста трещины заданных размеров, а также длины трещины 2 ас, приводящей к разрушению при 'действии максимальной нагрузки .

Эти задачи решаются с.использованием экспериментальных данны о характеристиках статической трещиносгойкости материала панели.

Обзор стандартных подходов к определению трещиносгойкооги металлов при статическом нагружении показал, что для оценки трещи ностойкосги в терминах коэффициента интенсивности напряжений необ ходило учитывать размеры образца и трещины. Использование для рас чегов остаточной прочности характеристики Ке затруднено тем, что полудлина трещины ае для конструкции наперед неизвестна. При это указывается, что прирост трещины дас зависит ог размеров образца и трещины, жесткости нагружающего устройства. Для оценки сопротив ления разрушению высокотрещиностойких и относительно пластичных алюминиевых сплавов целесообразно использовать характеристики тре щиностойкости, основанные на параметрах разрушения, которые однозначно характеризуют упругопласгическое поле напряжений и деформа ций у вершины трещины. Такими параметрами, учитывающими пластичность по существу, а на в виде формальной поправки, являются раскрытие вершина трещины <£, ' , угол раскрытия вершины трещины ос» Ji-интеграл. Эти параметры подучили широкое применение при оценк трещиностойкости металлических материалов. В большинстве случаев трещиностойкость материала характеризуется критическими значениям раскрытия вершины трещины - <fe и интеграла -jc , которые, как пр вило, считаются соответствующими моменту старта трещины.

Большинотво известных методов расчета остаточной прочности оребренннх панелей основано на определении величины коэффициента интенсивности напрякений К< . Величина К< рассчитывается с учего

ияния стрингеров на трещину в обшивке. Б конструкциях часто пользуются сборные панели, в которых соединение стрингера с обшив-й выполнено с помощью заклепок, болтов, точечной сварки. Поэтому роко распространены аналитические методы, состоящие в решении еднений совместности перемещений элементов обшивки, стрингеров и клепок'. Эти методы ■ применяются такие и для расчета монолитных нелей. В этом случае податливость упругих связей (крепена) прини-етоя равной кулю, а их шаг и диаметр подбирается специальным об-i30M. Для расчета панелей с непрерывно присоединенными стрингэрами »меняются аналитические метода, использующие интегральные уравне-и. Широкий класс задач, в том числе и расчет подкрепленных пане->й, может быть решен методом конечных элементов. В этом случае и воспроизведения прохождения трещины под стрингером монолитно )ебренной панели расчет К требует разработки специального конечно элемента.

Проведенный обзор показал, что расчеты монолитно оребренных' шелей известными методами могут приводить к неточностям из-за )пущений, принимаемых при моделировании непрерывного соединения грингера с обшивкой. К ошибкам приводит также и использование ха-зктеристик разрушения, которые были определены на образцах, отлич-jx по геометрии и длине трещины от рассчитываемого элемента конст-пкции. В настоящее время предлояенн методы расчета, используемые I-интеграл или раскрытие вершины трещины , а также построение с их помощью R -кривые. Характерной особенностью этих методов зляется численный расчет значений J< и для трещины в х'.онот- . укцип. Использование.не аналитических отношений для расчетов вели-ан Jt и Si позволяет в настоящее время получать преимущественно эчественные результаты.

Вторая глава. Описаны образцы, методы их испытаний и общий одкод к анализу экспериментальных данных.

Статическим испытаниям на одноосное растяжение подвергались лоские образцы и монолитно оребреннне панели с центральной трещи-сй. Плоские образцы имели ширину 50...950 мм. Ширина оребренных анелей, которые испытывать о трещиной в обшивке под разрушенным трингером, составляла 750 ш и 1200 мм. Ширина панелей с трещиной зоне продольного стыка была равна 850 мм. Длина рабочей части сех образцов между захватами превышала ширину в 2.5 и более раз. бразпы изготавливались фрезерованием из прессованных панелей спла-ов Д16чТ, II6IT. После обработки толщина полотна составляла 6 мм 8 мм. Относительная длина начальной трещины в плоских образцах

- б -

изменялась от = ОД до = 0,5. Трещины в плоских образца выращивались из вершин надрезов, выполненных специальным, лезвием от центрального отверстия. Размеры надрезов и отверстий удовлегв ряли требованиям действующих в настоящее время стандартов. ГЛонол но оребренные образцы имитировали натурные панели крыла самолета Шаг стрингеров на всех панелях составлял Wctp. = 130 мм. Отношен и площади поперечного сечения стрингера FctP, к площади поперечно: сечения обшивки F05м. на одном мекстрингерном расстоянии сосгавл ло 0,62, 0,97, 1,22, Усталоогаыэ трещины в оребренных панелях вы; щивались ^ зонах их наиболее вероятного зарождения: от надрезов i краях отверстия в стенке стрингера для крепления книц нервюр и н; краях крепегннх отверстий продольного шва. Усталостные трещины вз ращивались от начальных надрезов длиной ctu отнулевым диклическиь нагрукениеи с размахом <эИ;)Х= 130 МПа и частотой j = 0,3 Гц. Длины усталостных трещин (o0-a« ) превышали толщину образцов В , как минимум в 3-4 раза. Оребренные панели испытывали на остаточн: прочность с центральной трепщной в обшшке под разрушенным центральным стрингером и с центральной трещиной в зоне продольного t ка. Длины трещин составляли £ае~ 40-300 мм. Испытания проводили на электрогидравлических универсальных испытательных машинах M Т. и SHENCK . Симметричность напряженно деформированного иоогояния t разцов, установленных в испытательной машине, контролировалась пс показаниям тензодакиков. Погрешность воспроизведения нагрузки не превышала 0,5$ от задаваемой. Скорость статического нагружения не превышала 8 МПа в секунду. В ходе испытаний регистрировали диаграммы :Р -Vp ,Р -л/ иР-Яд, где Р -нагрузка; VP - смеще ние точек приложения нагрузки;V - смещение берегов по базовой ос образца; 8ал - длина трещины ка лицевой поверхности образца. Для и мереная величин iГр и i/ ' использовали экстензометры марки mt.S 632.02С. Длину растущей трещина 2а,i регистрировали с помощью дат чшсов последовательного разрыва, наклеенных на поверхность образц кинокамеры ÂK-I при скорости съемки 44 кадра в секунду или видеокамеры SOAIY - 3L

Анализ экспериментальных данных проводился на основе комплек ногр многопарамегрического подхода к оценке трещиноотойкости мега личэских материалов. Подход заключался в совместном и независшш определении силовой, энергетической а деформационных характерней! трещиностойкосги в процессе докритического роста трещины. На этап докрчтического роста трещины выделены характерные моменты процесс, разрушения: "е" - начало нелинейного участка на диаграмме Р -V ;

I" - старт трещины на лицевой поверхности образца (л а =0,5 ми); п" - достижение максимального уровяя нагрузки Р ; "1" - переход нестабильному росту трещины, а также весь участок стабильного эста трещины от момента " и " до мшенга "т ".

В.третьей главе представлены результаты исследования разруше-1Я плоских образцов. Проведен анализ характерных значений коэф-щиента интенсивности напряжений К* , раскрытия 8\ и угла распития вершины трещины, энергетического контурного Ли -интег-элв.

Величины расчитывались по фордуле:

' » (I)

ъде ааа„ ■>■ ( (2)

а - прирост трещины; <з0,г -^условный'предел текучести, эрактерше значения нагрузки Р определялись следующим образом: Ре - по точке отклонения от линейности упругого участка диаграммы -V ; Р( - по достигеншз прироста трещины = 0,5 мм; а - о помощью 2%-ной и 5^-ной секущих, проводимых к диаграмме - л/ ; Рт - по максимуму на диаграммах Р - или Р -1/. Величии рассчитывались по форлула (I) при а=ас , а значения Кг определялись путем построения кд -кривой и касательной к ней -кривой. Корректность характерных значений Уи проверялась ус-овием 0,8 (оо,г. , где б1^ -характерная величина капряяе-

ия <з в нетто сечении образца. Проверка показала, что это условие ыполняется для всех образцов только в момент яе частично в моей та " I ", "3" и нз заполняется в момент "т". Как следствие а образцах шириной ¿\л/> 300 юл величины Ке , \<1 практичес-и постоянны. Другие характернне значения К* существенно изменятся с увеличением пгарннн образца (рис.1). Испытания образцов оди-аковой ширины с начальной грэщяной разной длины свидетельствуют том, что К; . Км , \<т слабо зависят от начальной длины рещины, .

Характерные величины коэффициента интенсивности деформаций 1<е пределялгг с помощью выражений:

.нетто в

* 5г I I. , при €

К МПа/м

<50

(00

50

Д16чТ

Л

О - I

▼ - 2

0-3(25? по Р -V) ?-4(5* по Р — л/) А - 5(55? по Р -ф

гоо иод боо воо >мм

РиоЛа. Зависимости характерны* значений Кют ширины образца: 1-точка "е";2 -"(."; 3,4,5 - "ф".

К ,МП<хЧм

ад -—¿г

150

т

/

Г

/

/

/

/ ^ у

Д1бчТ

/О// •к

* -1 □ - г + -з

гоо

чоо

Тег

Рио

600 Щнм

.16. Зависимое™ характерных значений К-у от ширины обраада: I -К® ; 2 -Кч ; 3 -Кт .

- 9 -

[есь обозначены: 4

* sf_бол ]i

le nr- показатель упрочнения, определяемый по диаграмме б -Е ;

Ç-UtTTO

1 -*m

ntrro p

S^W-olB

згрузка P„ устанавливалась о использованием методики 5^-ной экущей к диаграмме Р - \f. Результата исследований показали, что элнчины Ке , рассчитанные по нагрузкам Рц и Р„ почти не зависят г длины-трещины в диапазоне от = 0,3 до -у- = 0,5. При ис-ыгании образцов разной ширины, но с одинаковыми относительными линами трещин, например = 0,35, обнаружена значительная увствительноеть характерных значений КЕ к ширине образца.

Проведен анализ параметров концевой области трещины и на его снове предложена методика определения раскрытия и угла рас-рыгия . et* вершины трещины по раскрытию <Г (о,о), измеренному доль базовой оси образца. Для расчета профиля вершины стационарной 'ренины в моменты "е " и " I " применены соотношения модели Дагдей-э-Билби-Коттрелла-Свиндена (ДЕКС), в соответствий с которой распитие вершины трещины в полосе шириной 2W равно:

'. <5,

■де р - усредненные напряжения в концевой области трещины длинойс/ I = а + d - полудлина разреза, моделирующего трещину длиной 2а . величины рис/ определены по упругой податливооти %в пластины Iлиной 2H , 'вириной 2VJ с прорезью длиной ¿8 :

Я,

_ eif г I

?де 1/= ■ , а функция Ф^г определена Науменко В. П.

1 помощью метода весовых функций.

1лина с/ концевой области рассчигавается по значениям В из со-эгношения (6), как ¿=£-0 , а напряжение р по известному для

DBCS -модели соотношению „ ^

Определены закономерноеги изменения параметров р в ¡/ для грещ разной длины в образцах" шириной от 50 мм до 950 мм. Отметим, что расчет раскрытия берегов трещины 8 (о,0) с использованием форлу лы, полученной В. В. Пана стоком в рамках сГк -модели дал результаты которые почти совпали о экспериментальными данными.

Раскрытие <?< вершины трещины в момент " I" оценивалось также'при помощи ^ -кривых и параметров р и с/ -:

где р , - известные константы; й =с1 , , г -расстоян;

от кончика трещины до точки, в которой определяется раскрытие. Проведенный анализ показал, что угол раскрытия оС^ в момент "е" и величина ¿V в момент " I " для точки г = I мм практически не зависят от размеров образца и могут быть использованы в качес характеристик трещиноогойкосги материала (рис.2). Расчеты по фор ле (8) для точки г=1ш дают величины с, близкие к замеренш на образцах. ,

Применительно к задаче определения профиля растущей трещины вблизи ее вершины выполнен анализ на основе СНЙЯ -модели, пред^ ложенной Черепановым, Хатчинсоном, Вайсом и Розенгреном:

где - раскрытие базовых точен профиля трещины сГр в момент ее старта. Оказалось, что угол раскрытия вериины растущей трещиш практически одинаков в образцах шириной от 100 ш до 950 мм, есл! прирост трещины не. превышает толщину пластины дО-б-В . При больших .приростах трещины нарушаются исходные предпосылки СНЯЙ -модели. !

Энергегичеокие характеристики сопротивления разрушению иссж дуемых сплавов оценивались с использованием соотношения: .1- 4. 2А-РУр Е ¿в(\*/-а)

где \/р - смещение точек приложения нагрузки; А - площадь под диаграммой Р значения К< вычисляются по фактической длш

трещины.

Для учета подрастания трещины при действии монотонно возрас-ющей нагрузки расчет текущих значений Л' проводился по рекурент! формуле:

м

о(е

л ■

• • •. * • • -1

0.№

250 № 750 гУ.ММ

О)

» • • : • • • (■ »

-3-=д з •-1

нм

3

• * » СП г пп 1 — < + -2 С/1 Э1./А

0025

•

• • • ч »•1 +■-2

гс.2. Зависимость раскрытия и угла раскрытия о<.( вершины трещины характерные момента пе","1" приМ1=б от ширины образца. Оценка шолнена: по модели ДБКС (а,б); с помощью»1« -кривых (в); ) СИМ* - модели (г); I - сплав Д16чТ; 2 - П61Т.

I,

№ 3 00

гоо <00

к" Л ж м*

о о

600

т

ж.

«ш

гоо

ш вое гу'т 0 071 М аз а^/

ис.За.Зависимости характерных качений от ширины образца з сплава Д16чТ: ► - момент "с"; о-момент "т".

Рис.36.Зависимости характерных значений от длины трещины в пластине из сплава Д16чТ: • -мсмент "{," ; о-момент "Ш".

о

о

4 = У~га* / т* + Т Л* (Ю)

к М-г«*., I к к-4*

где т* определяется по площади под кривой Р - ч/Р до точки 1< на этой кривой. Независимо проводился также расчет значений >Тм-модифицированного ^-интеграла:

где Jpf=J<-G ; и =10 - показатель деформационного упрочнения t. териала; &=2W-2a . Для испытанных образцов выполнялось приб; женное равенство Jw-Jk

В целом значения Ji -интеграла в характерные моменты "i " и "тг (рис.3) слабо чувствительны к изменению размеров образца и грещк по сравнению с величинами К* .

В четвертой гдаве представлены результаты исследований раз1 шения монолитно оребренных панелей с минимально обнаруживаемыми регламентированными трещинами. В качестве регламентированных повреждений для павелей крыла транспортного самолета приняты повре дения, к которым в результате развития могут быть сведены больш ство усталостных трещин:

- сквозная трещина отрыва в обшивке длиной, близкой к двум меж-сгрингериш расстояниям под разрушенным стрингером;

- сквозная трещина отрлва в зоне продольного стыка, расположенная в обеих стыкуемых панелях и ограниченная неповрежденными стрингерами.

Регламентированные повреждения не должны приводить к нестабильш

разрушению при действии максимальной эксплуатационной нагрузки g' экгпд тех •

Для трещин различной начальной длины получены зависимости напряжений <о в брутто сечении панели от прироста трещины ¿а(бя-кривые). Ошечено существенное влияние на вид -кривы) и соответственно на величины остаточной прочности <от и прирос трещины a ctm расстояния между верпинами начальной трещины и t ми боковых стрингеров. Максимальные напряжения &т получены для двухпролетной трещины под разрушенным стрингером длиной

¿а — 240 мм. Минимальный прирост а вм зафиксирован при pat стоянии между вершинами начальной трещины и осями боковых стрш ров, равном 15-20 мм. Остаточная прочность оребренной панели о трещиной до ~100 им под разрушенным стрингером несколько ниже, чем остаточная прочность гладкой панели с такой же трещиной (рис

бтМа.

350

3 00

250

гоо

ТП-Ис*г—

\ 4

\

\

\

ч

-V

\

N

а а

А -

к 4.1......... ^ ^ ^,

•¿г

\ в

N Ф

\

/50

гоо

м»

230

300

Рис.4. Зависимости остаточной прочности гладких и оребренннх панелей

от длины трещины в обшивке. Материал панелей - Д16чТ (А ,• ) и ПбГГ(а,о); .Ее1Г-= о,97; • ,4 - образцы не разрушились.

м

что обусловлено влиянием разрушенного центрального стрингера. С увеличением длины трещины это влияние уменьшается и исчезает при длине трещины, равной межстрингерному расстоянию.

Проведено сравнение экспериментальных данных по остаточной прочности гладких и оребренных панелей из исоледуемых сплавов. Отмечены более высокие показатели прочности образцов с трещинами из сплава П61Т по сравнению с таковыми из сплава Д16чТ. Определ зависимость остаточной прочности оребренных панелей с двухпролет трещиной от мощности стрингеров, характеризуемой отношением Ра?./РоХш. (рис.5).

- Río.5.Влияние мощности стрияге- Рио.б.Зависимости коэффициен1

ра на остаточную прочность влияния боковых стрингеров

оребренной панели: в -II61Т; ог мощности стрингера и дли!

о - Д16чТ (Ан);+ -Д16чТ (Ил). трещины. Панели из ДГбчТ.

При отношении ->0,5 стрингеры достаточно эффективно повышв

г* oíuJ-

сопротивление разрушению оребренной панели и ее остаточная прочн значительно выше остаточной прочности гладкой пластины, имеющей такие же ширину, толщину и длину трещины.

Анализ последовательности разрушения элементов оребренных п нелей показал, что стабильное подрастание трещины длиной сгановигся нестабильным в момент разрушения боковых стрингеров. При этом трещина в обшивке выходит за оси стрингеров на расстоя приблизительно равное высоте стрингера. Если концы начальной тре ны находятся за осями боковых стрингеров ( 2а. >¿VCT/>. ), то нач нестабильного разрушения обшивки предшествует полному разрушению боковых стрингеров. Определены коэ®пциеиты влияния стрингеров

остаточную прочность монолитно оребренных панелей в диапазоне зледуемых длин трещин и мощностей стрингеров (рис.6). Вид ибло-в испытанных образцов свидетельствует о том, что плоскость уста-зтной трещины в обшивке вблизи стрингера монолитной панели и в не продольного стыка норлальна к лицевой поверхности панели, эдовательно в расчетах панелей со стационарными усталостными тронами применимы соотношения механики разрушения по схеме отрыва.

Проведены также испытания монолитных панелей с минимально яарушваемыми трещинами длиной ¿о<> = 40-100 мм. Их ос га точна: очноегь близка к уровню расчетных.напряжений, принимаемых для кней поверхности крыла транспортного самолета. Величина <2Гт опускается ниже 340 !ЛПа. Подученные результаты дают возможность эводигь испытания на статическую прочность после усталостных ис-ганий на одном экземпляре крыла самолета. Вместе с тем они под-эрхдагат высокую эксплуатационную хшвучесть конструкции, составлен-1 из монолитных панелей, поскольку необнаруаиваемые повреяцения значительно снияают прочность конструкции (— бр ). Здесь = 4.5 , где - максимальные-эксплуатационные

1рякения.

В пятой главе описана предложенная методика расчета остаточной очноети гладких и оребретшх панелей, приведены результаты расче-з и их сравнение с экспериментальными данными.

Испытания пластин различных размеров с трещинами разной длины зволили установить характеристики трещиностойкости , которые эариантны к размерам образца и трещины, и потому. удобны для ис- . иьэования в расчетах остаточной прочности реальных элементов кон-эукций. Однопараметрическое описание состояния зоны развития про-зса разрушения в деформационно упрочняющемся материале осущест-тется с помощью -интеграла. Последний целесообразно предстать в виде следующей суммы:

зсь п - показатель степени в уравнении, описывающем кривую де-

(12)

эмирования исследуемых сплавов:

г

1 гаком подходе для полосы ширины 2\а/ а центральной трещиной юльзовано известное решение вица:

/а 5 ¿¡¡г I -г/I <зг01

~ поправочная функция, значения которой определены методом конечных элементов. Первое слагаемое в правой части соотношения" (13) можно-выразить через параметр (С( . Тогда с учетом равенств. Р=2Ув , Р0 = 2(\д/-а)&0 получим:

» ЯГО___„ ,п \ г гг

Здесь а- Д + J_(Jizi.\(-§—)'

и ~ W 5Г * И 4 1 ' \ 6о '

У ^

Формула (14) позволяет расчитывать остаточную прочность гладкой полосы с центральной трещиной при заданных свойствах материала ( Е , >Jtn , rt ,5'о ). Остаточная прочность монолитно оребренных п. целей определяется с использованием полученных значений коэффици тов влияния стрингеров Я5 . Критическая длина трещины в оребрен панели может быть вычислена при известной величине напрякений & Предлагаемый метод реализован на ВС ЕШ в виде блока системы САП Сравнение результатов расчетов остаточной прочности с экспериментальными данными, проведенное для гладких пластин (рис.7), показ; достаточно высокую точность предложенного метода. Для оценка точности расчетов использованы не только данные испытаний образцов, по которым были определены значения Jm , но и результаты опубли: ванных работ. Рекомендуемый расчетный метод позволяет с приемлем для практики точностью определять остаточную прочность панелей ш; риной от 100 мм цо 1200 мм, содерзащих центральные трещины длино: от 0.1-ф- до 0.?-^ . Свойства сплавов, используемые в расчетах приведены в таблице. Расчеты остаточной прочности монолитно ореб; ных панелей хорошо согласуются с 'экспериментальными данными ддя : нелей с различными величинами отношения Fe* р. / во всем

диапазоне длин трещин. Расчеты подтверждены данными испытаний на ных панелей крыльев самолетов Ан-124, Ан-70, Ил-öG.

7Ci{ С

n,

В=8мн

B*Gmm

B=12mn

B=8mh

A4

&a12MIi

B=Gh

В'Знц

V-

»acw. К' n.

ОТ

0.Г

03

a)

0.4

0.5

0.6

ол o0/w

o'—V

В=3мц

B=-Í2mm

0J5 03Ü 0.35 5) 0.40 DÍ5 o3ü 0.S5 ic.7. Сравнение расчетных и экспериментальных значений остаточной прочности гладких пластин из прессованных панелей (а) и ка таких пли г (б) из сплавов: Д16чТ ( » -2W=I0D мм; о -200 мм; о-300' мм: й -400 мм; 0 -500 tai:"? -60Q/m;* -700мм; 4 -950лм; т-1200мм). II63T (л-1200мл), II6IT (Ф -500мм; + -950 мм; ' а-1200 ш).

Таблица

Сплав Полуфабрикат Примечание

о ВДясАг МПа

Прессованная 300 363 -

ЦбчТ панель 400 313 опытные панели

Катаная плита 400 294 -

• Панель 500 347

ПбЗТ Плита 450 333 -

пест Панель 500 .314 _

Плита 500 338

н 61 ттдо. Панель 800 347 опытные панели

- 18 -

ХШВНЫЕ НЗУЛШТЛ и- шводы

Выполнено экспериментальное исследование процессов затуплеи и докрятического роста сквозной центральной трещины при одноосног статическом растяжении гладких пластин и оребренных панелей из а. миниевнх сплавов. При этом подучены следующие основные резулвтая и выводы:

1. Установлены сопоставимые значения коэффициента интенсив» ти напряжений , энергетического контурного 31 -интеграла, раскрытия ¿i и угла раскрытия 0С1 вершины' трещины в наиболее хара] терные моменты процессов затупления и докригического роста грещш в пластинах шириной 50...960 мм из прессованных панелей сплавов ДГбчТ и II6H.

2. С пшощыо полученных зависимостей характерных значений ш раметров К1* , J< , <5\ и от размеров образца и трещины определ! относительно инвариантные к способу получения силовые, энергетич< кие и деформационные характеристики статической трещиностойкосги испытанных сплавов, согласующиеся с литературными данными.

3'. Показано какие из указанных характеристик трещиностойкос: в каких случаях и каким образом могут быть установлены в резулыг те испытаний относительно малых образцов шириной 100...300 ш. Соответствующие рекомендации базируются на анализе эксперименталз данных в рамках LBCS и HRR -моделей упруго-пластического ра: шения.

4. Разработан и апробириааи относительно простой подход к п] мшу определению параметров концевой облаоти трещины в моделях Дагдейла-Билби-Коттрелла-Свиндена и Леонова-Панасюка-Дагдейла бе; использования каких-либо упрощающих допущений о величине напряне! в концевой области трещины.

5. Определены закономерности разруиення монолитно оребренных панелей с трещинами в зоне продольного стыка панелей и под разрушенным стрингера,! при статическом нагружении. Исследовано влиянш стрингеров на докришческий рост трещины и величину разрушающих напряжений. Остаточная прочность пгнелей с минимально обнаружива! мыми трещинами длиной 50...100 мм не опускается нике уровня расч« них,напряжений, принимаемых для нижних панелей крыльев транспор: ных самолетов 340 МПа. Остаточная прочность панели с двухпр! летной трещиной Zct = 260 мм превышает остаточную прочность гладк( панели с трещиной такой яе длины в 1,25 раза при —= 0,97 и в 1,4 раза - при ■ ^ 1,22. FíÍ1"-

- 19 -

6. Предложен метод расчета остаточной прочности гладких эребренннх панелей с использованием величины -интеграла, ределяемой на малом образце. Метод реализован в виде блока САПР.

7. Результаты работы внедрены на Киевском механическом зоде им.О.К.Антонова и используются при анализе безопасного зрегщения конструкций и исследовании трещиностойкости алюминие-с сплавов. Экономический эффект от внедрения результатов рабой ;тавил 2300 тыс.рублей.

Основные результат выполненной рабом нашли отражение 5ледугощих публикациях;

1. Науменко В.П., Семенец АЛ1. Трещиностойкость и прочность гпногабаритных пласдш из алюминиевых сплавов - АН УССР.

-г пробл.прочносги. - Првпр. - Киев, 1990. -48 с.

2. Бондарь Ю.И., Семенец А.И. Разработка и внедрение автсма-»ированной системы расчета остаточной прочности элементов кралв полета в виде блока подсистемы САПР "Внешние нагрузки". - 1988. 13 с. Дев. в ЦНТЙ "Волна" 09.02.89, » Г05931.

3. Семенец А.И. Расчет остаточной прочности гладких и моно-гаых оребренных панелей // Тр. Х1У Научной конф. молодых ученых *кпугз механики АН УрСР. - Киев, 1989. - Рукопись деп. в ВИНИТИ 38.89, .'5 5164-Б89.

4. Вовнянко А.Г., Семенец А.И. Остаточная прочность сборно-иолитных конструкций из прессованных панелей сплава Д16чТ и его хпфикаций // Физ.-им.механика материалов. -,1983. - ¡'а 2. 5.88-92.

5. Семенец А.П., Смоленский М.Е. Разработка, исследование и здрение автоматизированных методов расчета развития трещин от наших дефектов производственного характера о целью обеспечения •■ зномичностя и безопасности эксплуатации конструкций. - 1963.

19 с. Деп.'в ЦЕПИ "Волна" 02.02.83, А И50539.

. 6. Исследование выносливости н трещаностойкооти образцов и збренных монолитных панелей из алюминиевых оплпвов при анализе зурса и яивучестн крала селолета / Г.Ю.Бонгуо, А.Г.Вовнянко, З.Воронцов, А.И.Ссленец // Совершенствование эксплуатации и ре-, зга корпусов судов: Тез.долл. П научно-гохп.кокф. - Калининград: ЯШ, 1981. - с.177-178.

7. Семенец А.И. Разработка п внедрение автоматизированной згемы расчета шзучеста кснсгрукцяя кргш в зоне продольных стыв монолитных панелей. - 1980. -86 с. - Деп. в ЦЕПИ ."Волна" .03.81, » Г 99950.