Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОЧНОСТИ ПРИ ОТРЫВЕ КЛЕЕВОГО СОЕДИНЕНИЯ СОТОВОГО ЗАПОЛНИТЕЛЯ С ОБШИВКОЙ В ТРЕХСЛОЙНОЙ ПАНЕЛИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к области механических испытаний трехслойных панелей авиационно-космического назначения с обшивками из полимерного композиционного материала (ПКМ) и сотовым заполнителем из металлического или неметаллического материала.

Известно, что при изготовлении трехслойных сотовых конструкций для оценки прочности клеевого соединения обшивки с сотовым заполнителем одновременно с панелью изготавливается образец-свидетель, который затем подвергается испытанию. При этом считается, что прочность клеевого соединения в трехслойной панели равна прочности клеевого соединения испытанного образца-свидетеля. Однако, в ряде случаев, необходимо выполнить оценку фактической прочности клеевого соединения конкретных зон непосредственно самой панели, что вышеуказанный метод выполнить не позволяет.

Известен метод определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой и устройство для его осуществления (ОСТ 1 90069-72), выбранные в качестве прототипа. Сущность метода заключается в определении величины разрушающей силы при растяжении стандартного образца клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой усилиями, направленными перпендикулярно плоскости склеивания (в перпендикулярном к обшивке направлении). При этом методе из трехслойной панели вырезается не менее пяти образцов для испытаний, каждый из которых представляет собой цилиндр диаметром 60 мм и высотой, равной толщине трехслойной панели, приклеенный своими основаниями к двум металлическим “грибкам” с закладными головками. Каждый образец устанавливается в захватах испытательной машины так, чтобы направление растягивающей силы совпадало с его продольной осью. Испытания проводят постепенным наращиванием нагрузки до разрушения образца. Прочность клеевого соединения при отрыве определяется как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца.

Недостатком указанного метода является то, что в результате выполнения сквозных вырезов нарушается целостность панели, вследствие чего полное восстановление несущей способности изделия при последующем ремонте практически невозможно, что в свою очередь не позволяет использовать панель в конструкции летательного аппарата.

Задачей предлагаемого изобретения является определение прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой непосредственно в трехслойной панели с сохранением целостности одной из обшивок, после которого возможно использование изделия в конструкции летательного аппарата.

Задача решается следующим образом.

1. Способ определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой в трехслойной панели, включающий растяжение образца клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой путем прикладывания к нему усилия в направлении перпендикулярном плоскости склеивания и по величине разрушающей нагрузки определение прочности клеевого соединения как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца, отличающийся тем, что образец получают посредством кольцевого выреза в панели на глубину, равную сумме толщин одной обшивки и высоты сотового заполнителя, сохраняя клеевое соединение образца с другой обшивкой, не нарушая ее целостности.

2. Устройство для осуществления способа по п. 1, включающее корпус, нагружающий узел, индикатор нагрузки с захватом и приклеиваемую к образцу металлическую накладную головку, отличающееся тем, что в кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза с кольцевым выступом, упирающаяся в неповрежденную обшивку, на гильзе закреплено кольцо, опирающееся на панель, нижний торец стенки корпуса расположен между гильзой и кольцом и опирается на кольцевой выступ гильзы.

Отличительный признак способа “образец получают посредством кольцевого выреза в панели на глубину равную сумме толщин одной обшивки и высоты сотового заполнителя, сохраняя клеевое соединение образца с другой обшивкой, не нарушая ее целостности” необходим для того, чтобы провести испытание на образце, полученном непосредственно в трехслойной панели, и благодаря сохранению целостности одной из обшивок панели (целесообразно сохранить внешнюю несущую обшивку), обеспечить возможность использования изделия в конструкции летательного аппарата.

Отличительный признак устройства “в кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза с кольцевым выступом, упирающаяся в неповрежденную обшивку, на гильзе закреплено кольцо, опирающееся на панель, нижний торец стенки корпуса расположен между гильзой и кольцом и опирается на кольцевой выступ гильзы” необходим для того, чтобы продольная ось устройства располагалась перпендикулярно плоскости склеивания обшивок с сотовым заполнителем, а также чтобы при испытании нагрузка, воспринимаемая корпусом устройства, равномерно распределялась на обе обшивки трехслойной панели. Площадь опорных поверхностей прижимной гильзы и кольца выбирается из условия предотвращения механического повреждения (смятия, среза, залома и т.п.) обшивок и сотового заполнителя трехслойной панели.

На фиг. 1 изображена трехслойная панель с обшивками 1 и 2 и сотовым заполнителем 3, в которой в результате выполнения кольцевого выреза 4 глубиной, равной сумме толщины обшивки 1 и высоты сотового заполнителя 3 получен образец для испытаний 5 цилиндрической формы, состоящий из элемента обшивки 1, соединенного клеем с элементом сотового заполнителя 3, который в свою очередь соединен клеем с сохраняющей целостность обшивкой 2 трехслойной панели.

На фиг. 2 изображено устройство для приложения растягивающей нагрузки к образцу для испытаний 5. На приклеенную к образцу 5 накладную головку 6 установлен захват 7. В кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза 8 с кольцевым выступом, упирающаяся на внутреннюю поверхность неповрежденной обшивки 2. На гильзу 8 навинчено кольцо 9, опирающееся на внешнюю поверхность разрезанной обшивки 1. Между прижимной гильзой 8 и кольцом 9 вставлен нижний торец стенки корпуса 10, опирающийся на кольцевой выступ гильзы. Таким образом, нагрузка, воспринимаемая корпусом 10, равномерно распределяется на обшивки 1 и 2 трехслойной панели.

Внутри корпуса 10 захват 7 при помощи пальца 11 соединен с вилкой-переходником 12, конец которой закреплен на индикаторе нагрузки (динамометре) 13, который в свою очередь подсоединен к нагружающему узлу, основными элементами которого являются коромысло 14 и винт 15, расположенный вдоль оси корпуса 10 и соединенный с ним ленточной резьбой.

Растягивающая нагрузка, прикладываемая к образцу 5, создается за счет выкручивания винта 15 из корпуса 10 с помощью ручки 16, при этом корпус испытывает сжимающую нагрузку и передает ее на панель через прижимную гильзу 8 и кольцо 9. Величина растягивающей нагрузки, прикладываемой к образцу 5, фиксируется индикатором 13.

Устройство удерживается от вращения с помощью рычагов 17. При дальнейшем выкручивании винта 15 из корпуса 10 величина растягивающей нагрузки увеличивается до тех пор, пока образец 5 не разрушится.

Величина разрушающего напряжения определяется как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца.

Если разрушение образца произошло по клеевому соединению сотового заполнителя с обшивкой, то полученная величина разрушающего напряжения есть величина прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой.

Если разрушение образца произошло по сотовому заполнителю, то полученная величина разрушающего напряжения есть величина прочности сотового заполнителя при растяжении. В этом случае прочность при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой больше прочности сотового заполнителя при растяжении и ее истинное значение остается невыявленным.

Если разрушение образца произошло частично по сотовому заполнителю, а частично по клеевому соединению сотового заполнителя с обшивкой, то считается, что прочность при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой равна прочности сотового заполнителя при растяжении, и их величины равны полученной величине разрушающего напряжения.

Пример

Для испытания трехслойной панели с углепластиковыми обшивками толщиной 1,3 мм каждая и алюминиевым сотовым заполнителем высотой 12 мм со стороны внутренней обшивки (образующей внутренний контур изделия) выполнили кольцевой вырез с внутренним и внешним диаметрами соответственно 60 мм и 72 мм и глубиной 13,3 мм, в результате чего в панели получили образец для испытаний в виде цилиндра диаметром 60 мм и высотой 13,3 мм, соединенный с неразрезанной внешней обшивкой (образующей внешний контур изделия).

Внешний и внутренний диаметры кольцевого выреза соответствовали размерам устанавливаемой в него прижимной гильзы, внешний диаметр навинчиваемого на гильзу кольца равнялся 130 мм.

После приклейки накладной головки к образцу, установки и сборки устройства провели испытание согласно предлагаемому способу, в результате которого получили значение прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой.

На основании результатов проведенного испытания приняли решение об использовании панели в конструкции летательного аппарата.

При необходимости процедуру определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой повторяют один или несколько раз на других участках трехслойной панели.

После проведения испытаний проводят ремонт панели (закрытие вырезов) по необходимой технологии, в частности, на каждом подвергшемся испытанию участке трехслойной панели механической обработкой выбираются остатки элемента сотового заполнителя, в разрезанной обшивке по контуру кругового выреза выполняется скос, на внутреннюю поверхность цельной обшивки укладывается один слой клеевого препрега, на внутреннюю цилиндрическую поверхность сотового заполнителя наносится слой вспенивающегося клея, после чего в круговой вырез трехслойной панели устанавливается отдельно изготовленный цилиндрический фрагмент сотового заполнителя, поверх которого выкладывается накладка, состоящая из слоев препрега, затем в трехслойной панели выполняется одновременное склеивание фрагмента сотового заполнителя и отверждение накладки по режиму, регламентированному документацией на вспенивающийся клей и клеевые препреги.

Наибольший эффект от использования предлагаемого изобретения может быть получен применительно к крупногабаритным, трудоемким при изготовлении и дорогостоящим трехслойным панелям авиационно-космического назначения.