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

The search of optimal variants for composite repair patches allows to increase the service life of a damaged air- plane structure. To sensibly choose the way of repair, it is necessary to have a computational complex to predict the stress- strain condition of "structure-adhesive-patch" system and to take into account the damage growth considering the material properties change. The variant of the computational complex based on inclusion method is proposed.For calculation purposes the repair bonded joint is divided into two areas: a metal plate with patch-shaped hole and a "patch-adhesive layer-skin" composite plate (inclusion).Calculation stages:Evaluation of the patch influence to the skin stress-strain condition, stress distribution between skin and patch in the case of no damage. Calculation of the stress-strain condition is performed separately for the skin with hole and for the inclusion; solutions are coupled based on strain compatibility.Definition of the damage growth parameters at new stress-strain condition due to bonded patch existence. Skincrack stress intensity factors are found to identify the crack growth velocity. Patch is modelled as a set of "springs" bridging the crack.Degradation analysis of elasticity properties for the patch material.Repair effectiveness is evaluated with respect to crack growth velocity reduction in the initial material in compari- son with the case of the patch absence.Calculation example for the crack repair effectiveness depending on number of loading cycles for the 7075-T6 aluminum skin is given. Repair patches are carbon-epoxy, glass-epoxy and boron-epoxy material systems with quasi- isotropic layup and GLARE hybrid metal-polymeric material.The analysis shows the high effectiveness of the carbon-epoxy patch. Due to low stiffness, the glass-epoxy patchdemonstrates the least effectiveness. GLARE patch containing the fiberglass plies oriented across the crack has the same effectiveness as the carbon and boron patches.Proposed bonded repair calculation method and corresponding computational model allow to analyze effectively the possible structural damage cases and to select optimal variant of patch installation subject to material durability undercyclic loads. Lack of this information may lead to establishing the inadequate inspection intervals of the damage locationand may reflect on economic factors of the airplane maintenance and flight safety.Поиск оптимальных вариантов композитных ремонтных заплат позволяет увеличить время эксплуатации поврежденной конструкции летательного аппарата. Для грамотного выбора варианта ремонта необходимо иметь расчетный комплекс, который прогнозирует напряженно-деформированное состояние системы «конструкция - клей - заплата» и учитывает скорость роста повреждения при изменении свойств материалов. Предлагается вари- ант построения такого комплекса, основанного на методе инклюзии.Для расчета клеевого ремонта схема соединения разбивается на две области - металлическая пластина с отверстием по форме заплаты и составная пластина (инклюзия) «заплата - клеевой слой - обшивка». Расчет прово- дится в следующие три этапа.Оценка влияния заплаты на напряженно-деформированное состояние обшивки и распределение внут- ренних усилий между обшивкой и заплатой при отсутствии повреждений. Расчет напряженно-деформированного состояния проводится отдельно для пластины с отверстием и для инклюзии с последующей стыковкой решений по условиям совместности деформаций.Определяется характер развития повреждения при новом напряженно-деформированном состоянии об- шивки из-за присутствия приклеенной заплаты - проводится расчет коэффициентов интенсивности напряжений в трещине обшивки для определения параметров роста этой трещины. Заплата моделируется набором «пружин», перекрывающих трещину и соединяющих ее берега.Анализ деградации упругих свойств материала заплаты. Эффективность ремонта оценивается по степе- ни замедления роста трещины в исходном материале по сравнению со случаем отсутствия заплаты.Приведен пример расчета эффективности ремонта трещины от числа циклов нагрузки для обшивки из алюминиевого сплава 7075-Т6, и композитных заплат с квазиизотропной укладкой из угле-, стекло- и боропласти-ка с эпоксидным связующим, и из гибридного металл-полимерного материала GLARE.Из анализа результатов видно, что наиболее эффективна углепластиковая пластина. Наименьшая эффективность у стеклопластиковой заплаты из-за ее низкой жесткости. Заплата из GLARE, состоящая из стекло- пластиковых слоев, но сориентированных поперек повреждения, эффективна на уровне угле- и боропластико-вых заплат.Предложенная методика расчета клеевых ремонтов и соответствующая расчетная модель позволяют оперативно производить анализ возможных случаев повреждения конструкции и подбирать оптимальный вариант установки заплаты с учетом фактора долговечности материала под действием циклических нагрузок (пренебрежение этой информацией может привести к установлению неадекватных интервалов осмотра места повреждения и повлиять на экономические показатели эксплуатации летательного аппарата и безопасность полетов)

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ КЛЕЕВОГО РЕМОНТНОГО СОЕДИНЕНИЯ

In the context of the predicted growth in air transportation, the additional attention will be paid to the organization of the competitive maintenance and repair operations for the commercial airplanes. The implementation of new technological processes for airframe repairs and the application of modern information technologies during the development of the repair procedures can be a significant advantage in the expanding market of post-production support of the commercial air fleet. Airframe adhesive repairs allow using lifting abilities of the materials more intensively, but application of the adhesive joints technology requires more complicated strength calculation procedure. It is advisable to utilize the modern finite element software packages to perform the reliable calculation. The capabilities of these software packages allow obtaining adequate computational results for adhesive repair joint parameters subjected to cyclic loads. This paper is concentrated on application of the finite element methods to simulate the crack growth in isotropic material and on methods for accelerated calculation of the mechanical response of cracked structures. Crack growth simulation is performed based on XFEM methods where the created finite element model is complemented with asymptotic imitation function of crack tip and with discontinuous jump function across the crack surfaces. Fatigue properties of the repair joint are modelled in accordance with direct cyclic approach, where a Fourier series approximation with time integration of the nonlinear material behavior is applied. After that, the result of integration at each point of the load history is used for the prediction of the material fatigue properties degradation at the next step of computation; this allows us to evaluate the material damage growth rate. Based on calculation results, a conclusion was made that the received numerical data match the full-scale test results; the time spent for calculation with the usage of accelerated computational methods was evaluated. В условиях прогнозируемого роста объема пассажирских перевозок авиационным транспортом дополнительное внимание будет уделяться организации конкурентоспособного процесса технического обслуживания и ремонта гражданских воздушных судов. Внедрение новых технологических процессов ремонта конструкций планера самолета и применение современных информационных технологий на этапе проектирования процедур ремонта могут стать преимуществами на расширяющемся рынке услуг послепродажной поддержки воздушного флота гражданской авиации. Клеевой ремонт конструкций планера позволяет более полно использовать несущие способности конструкционных материалов, но применение технологии клеевых соединений требует более сложной процедуры прочностного расчета. Для проведения достоверных расчетов целесообразно применение современных программных пакетов конечно-элементного моделирования, возможности которых позволяют получать адекватные результаты вычислений параметров клеевого ремонтного соединения при действии циклической нагрузки. В данной статье сделан акцент на применении методов конечно-элементного моделирования развития трещины в изотропном материале и способах ускоренного вычисления отклика конструкции с трещиной на циклическое механическое воздействие. Моделирование развития трещины осуществляется при помощи методики XFEM, когда к созданной конечно-элементной аппроксимации добавляются асимптотическая функция имитации вершины трещины и функция разрыва, задающая зазор между поверхностями трещины. Моделирование усталостных свойств ремонтного соединения производится по методике прямого циклического нагружения, использующей разложение в ряд Фурье и интегрирование по времени функции нелинейного поведения материала. Результат интегрирования в каждой заданной точке истории нагружения используется в дальнейшем для прогнозирования усталостной деградации свойств материала на последующем шаге расчета и позволяет оценивать скорость развития повреждений в материале. По итогам анализа результатов расчета сделан вывод о соответствии данных численного моделирования данным натурных экспериментов и приводится оценка времени, затраченного на проведение расчета с применением методов ускоренного моделирования циклического нагружения