Роль национального композитного центра ФГУП «ЦАГИ» в решении прорывных задач, связанных с применением композиционных материалов

История создания, цель и миссия
национального композитного центра
ДАТА СОЗДАНИЯ: 1 июня 2010 года
ПЕРСОНАЛ: Специалисты, имеющие более, чем 20 летний опыт создания композитных конструкций для авиастроения в составе научных коллективов ЦАГИ и КБ Антонова (МИГ-29, Ан-124 «Руслан», Ан-225 «Мрия»), а также опыт конверсии авиационных технологий для нужд транспорта, мостостроения, инфраструктуры.
МИССИЯ: Создание в структуре ФГУП «ЦАГИ» центра компетенции в областях материаловедения, технологических процессов и проектирования конструкций из КМ
ЦЕЛЬ: Синергетический эффект от суммирования новой компетенции с традиционными для института компетенциями в областях расчётно-экспериментальных исследований прочности, ресурса и механики композитов
РЕЗУЛЬТАТ: Формирование остро востребованной идеологии обеспечения весовой эффективности и безопасности авиаконструкций из композиционных материалов
МИГ-29, 1977 год
АН-124, 1982 год
МС-21, 2014 год

Инновационный подход к созданию композитных авиаконструкций
Методология выбора и использования базовых материалов
Математическое моделирование возникновения и распространения технологических дефектов
Конструктивно-технологические способы обеспечения безопасности

Эффективность конструкции определяется после её изготовления и испытаний;
Несколько модификаций при разработке нового изделия;
Затрачивается много средств и времени с неопределённым результатом;
Эксплуатационные свойства конструкции и её элементов подтверждаются в основном испытаниями.
Традиционный подход к созданию авиаконструкций из КМ
Проектирование элементов планера из КМ
«ЧЕРНЫЙ АЛЮМИНИЙ»

BOEING 787
Появление расслоений в концевой зоне стрингера в области присоединения композитных элементов консоли к центроплану и необходимость ремонта повреждённой зоны
Примеры нерациональных конструктивных решений, ведущих к появлению дефектов

На основании требований к изделию рассматривается весь перечень существующих материалов и технологий;
Проектирование осуществляется с максимальным учётом свойств ПКМ и технологии их изготовления;
За счёт широкого применения методов математического моделирования оценка эффективности конструкции проводится на ранних стадиях создания конструкции;
Испытания конструктивных элементов и натурных конструкций в обеспечение верификации расчётных моделей
Мультидисциплинарный подход к созданию авиаконструкций из КМ
Проектирование элементов планера из КМ
ВЕСОВАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ, НЕ РЕАЛИЗУЕМЫЕ В МЕТАЛЛЕ

Опыт ведущих авиапроизводителей по весовой оптимизации планера
Грузовая рампа военно-транспортного самолёта A400M
Интегральная конструкция, изготовленная методом вакуумной инфузии, позволила отказаться от 3000 металлических заклёпок
Цельнокомпозитный кессон 1223 кг
Металлический кессон 1491 кг
Экономия веса 22%

Методология обеспечения безопасности и весовой эффективности авиаконструкций из КМ

Инновационный подход к созданию композитных авиаконструкций
Методология выбора и использования базовых материалов
Математическое моделирование возникновения и распространения технологических дефектов
Конструктивно-технологические способы обеспечения безопасности

Требования по определению характеристик неотвержденного связующего
Технические требования к тканным наполнителям
Требования, определяющие характеристики полуфабриката (неотвержденного препрега)
Разработка методологии выбора армирующих наполнителей и полуфабрикатов для обеспечения расчетных характеристик конструкций из КМ

Технологические требования к материалам, применяемым при изготовлении конструкций по технологии вакуумной инфузии
ТРЕБОВАНИЯ К АРМИРУЮЩИМ НАПОЛНИТЕЛЯМ
однонаправленный или тканный армирующий наполнитель на основе жгутового углеродного волокна с метрическим номером не более 24К (не более 24000 филаментов) и поверхностной плотностью до 680 г/м2;
армирующий наполнитель должен быть «припудрен» эпоксидной смолой с одной или двух сторон. Весовое содержание эпоксидной смолы должно составлять 3-5% по отношению к весу углеродного наполнителя;
эпоксидная пудра должна быть оплавлена и не иметь липкость при температуре до 60°C;
эпоксидная пудра должна размягчаться при температуре >60°C и обеспечивать временное соединение слоев армирующего наполнителя при изготовлении преформы;
при проведении процесса вакуумной инфузии эпоксидная пудра должна полимеризоваться отвердителем, содержащемся в инфузионном связующем.
ТРЕБОВАНИЯ К ПОЛИМЕРНЫМ СВЯЗУЮЩИМ
рекомендуемая вязкость связующего при температуре инфузии – 80…250 мПа·с. Для мало- и среднегабаритных деталей допускается использование связующего с вязкостью не более 600 мПа·с;
продолжительность сохранения заданной вязкости при температуре инфузии – не менее 360 мин.;
отсутствие экзотермического эффекта при температуре инфузии;
связующее не должно содержать растворителей и низкомолекулярных фракций, вскипающих под воздействием температуры и вакуума в интервале температур переработки;
гарантированный срок хранения связующего – не менее 12 месяцев.

Вязкость
Вязкость
Характеристики полимерных связующих для вакуумной инфузии
Время
Температура
Физико-механические характеристики отверждённого связующего для вакуумной инфузии

Инновационный подход к созданию композитных авиаконструкций
Методология выбора и использования базовых материалов
Математическое моделирование возникновения и распространения технологических дефектов
Конструктивно-технологические способы обеспечения безопасности

Распределение давления
Моделируется равномерное распространения фронта
Не учитывается эффект протечек по естественным каналам преформы
Не учитывается неравномерность структуры армирующего пакета
Отсутствует возможность моделирования процесса возникновения технологических дефектов
Классическая модель пропитки при вакуумной инфузии без учёта нерегулярностей преформы

Технологические дефекты, характерные для технологии вакуумной инфузии
Низкая степень отверждения или неравномерное отверждение, возникающие из-за несоответствующих температур формы, связующего и преформы
Незаконченное заполнение, возникающее из-за несоответствующих температур формы, связующего и преформы, неподходящего расположения выходов и отверстий и/или низкого давления впрыска
Сухие участки, возникающие из-за неподходящего расположения впускных каналов и отверстий вакуумирования, разности между проницаемостью волокна в различных зонах преформы, неравномерного распределения биндера, перехлеста волокон и т.д.
Образование пористости из-за недостаточной смачиваемости волокна, капиллярного давления связующего, высокая или очень низкая скорость пропитки, неподходящего расположения выходов и отверстий, нарушения герметичности вакуумного мешка или формы и т.д.
Поводки изделия, связанные с анизотропией свойств преформы и температурно-химической усадкой материала

Моделирование инфузии с учетом статистического распределения неоднородностей в преформе
Алгоритм моделирования с учетом вариации данных
Свойства материалов

Моделирование возникновения технологических дефектов с учётом вариации входных данных

Инновационный подход к созданию композитных авиаконструкций
Методология выбора и использования базовых материалов
Математическое моделирование возникновения и распространения технологических дефектов
Конструктивно-технологические способы обеспечения безопасности

1. вмятины
2. растрескивание матрицы
3. расслоения
4. трещина на внутренней стороне панели
5. трещина на лицевой стороне панели
6. разрушение слоев
7. зона расслоения
Классификация эксплуатационных повреждений
поверхностные повреждения – сколы, царапины, забоины и т.д.
внутренние расслоения, визуально невидимые с обеих сторон обшивки
растрескивание матрицы на стороне, противоположной поврежденной поверхности
визуально видимое расслоение (из-за трещин и сколов)
сквозные повреждения – трещины и пробоины
по краям пробоин обычно имеется расслоение и острые трещины

Повторяемость нагрузок в полёте за время жизни конструкции
Повторяемость температур, действующих на конструкцию в полёте;
Повторяемость случайных технологических дефектов в конструкции (непроклеи, недопропитка, поверхностные дефекты и т.п.);
Повторяемость случайных ударных воздействий на конструкции с возникновением повреждений различных типов (вмятины, расслоения, пробоины и т.п.);
Зависимость снижения прочности от величины дефектов и повреждений различных типов и природы
Вероятность обнаружения дефектов или повреждений от их величины для каждого метода контроля конструкции (визуальный или инструментальный)
Коэффициенты восстановления прочности после ремонта конструкции в зависимости от места выполнения ремонта (в условиях цеха или в полевых условиях)
Зависимость изменения параметров прочности от температуры
План периодического осмотра конструкции
Определение факторов, влияющих на прочность, безопасность и ресурс авиационных конструкций

H(2L) – повторяемость интенсивности повреждений (за 1000 летных часов на кв. метр);
H0, b – коэффициенты аппроксимирующей функции.
Повторяемость интенсивности эксплуатационных повреждений за 1000 летных часов на 1 м2
Аппроксимирующая зависимость

Повторяемости эксплуатационных повреждений для различных элементов планера самолетов

Коэффициенты восстановления прочности (КВП) после ремонта

Относительная прочность при сжатии, %
Температура, ºC
Повторяемость температур и зависимость прочности от температуры
Повторяемость температур
Температура, °C

Вероятность обнаружения трещин и расслоений
Вероятность обнаружения расслоения
Расслоение, мм
Диаметр отверстия, мм
Вероятность обнаружения трещин

РАССЛОЕНИЯ:
разрушающие напряжения, МПа
Влияние размеров расслоений и пробоин на остаточную прочность
Диаметр расслоения, мм
Диаметр пробоины, мм
ПРОБОИНЫ:
разрушающие напряжения, МПа

ProDeCompos
Вероятностное распределение прочности для всех видов разрушения
Повторяемость температур для полётных случаев
Повторяемость размеров повреждений различных типов
Остаточная прочность от размера и типа дефекта
Зависимость прочности от влажности и T
Деградация прочности от внешнего воздействия
Вероятность разрушения элемента конструкции из КМ
Система вероятностного анализа прочности и ресурса «ProDeCompoS»

Размер допускаемого повреждения от подхода обеспечения ресурса
tn
Размер повреждения
Порог обнаруживаемости для выбранной процедуры контроля
Сквозные повреждения
t1
t2
Энергия удара
Уровень энергии, которого можно реально ожидать (с заданным уровнем вероятности)
Детерминистический, 1990г, МС-21, Россия
Применяемый подход
Вероятностный (ProDeCompoS)
t1
t3
Детерминистический, 2010г, США, Европа

Управление местными свойствами материала
Результаты испытаний на растяжение панелей с высокомодульными элементами
Опытные панели из углепластика с конструктивными вырезами

Снижение веса самолёта из КМ от подхода и использования конструктивно-технологических методов обеспечения ресурса

Проектирование панели крыла с изменённой структурой армирования, ориентированной на восприятие сжимающих нагрузок
Изготовление демонстратора панели крыла с традиционной структурой армирования
Изготовление демонстратора панели крыла с изменённой структурой армирования
Использование метода автоматизированной выкладки, включающий программирование укладочной машины на основе данных CAD
Управление структурой армирования

Управление структурой армирования
Изготовления демонстраторов панелей крыла (с целью их дальнейшего испытания на сжатие) по новейшей концепции проектирования и автоматизированного производства конструкций с переменной жёсткостью, обеспечивающей повышение весовой эффективности
Внедрение последних достижений в области автоматизированного производства композитных конструкций, выполненных с применением особым образом выбранной укладки волокон, продемонстрировали существенное снижение веса при таком подходе по сравнению с традиционной укладкой в комбинации 0° ±45° и 90°