THE SAFETY FACTOR DETERMINATION OF COMPOSITES STRUCTURE CABIN OF "I 23 MANAGER" AIRPLANE FOR LOADS DURING TURNOVER

Transkrypt

1 Journal of KONES Powertrain and Transport, Vol.14, No. 007 THE SAFETY FACTOR DETERMINATION OF COMPOSITES STRUCTURE CABIN OF "I 3 MANAGER" AIRPLANE FOR LOADS DURING TURNOVER Kazimierz Stanisaw Frczek Institute of Aeronautics, Department of New Technology Aleja Krakowska 110/114, 0-56 Warsaw, Poland tel: ext kaz@ilot.edu.pl Abstract This paper contains results from practical test of airplane I 3 Manager for loads during turnover. The measurements in separated points had been taken and compared with theoretical simulations, calculated in finite element method. The both results were identical only up to 50% of normal loads when using linear analysis. The factor safety for theoretical linear analysis and Hill s method was not true, because real body of airplane was broken before necessary load limit requirements by IKCSP. The linear method had been changed into geometrical non-linear method, because the latter more precisely showed deformations and strains, stresses in layers of all composite elements in the cab in the range of required loads. This article presents only the progress philosophy which showed most rational in respect of technical and economic point of view. The solution of design approach was reached with a method of following non-linear simulations which from formal was not here introduced. The finished construction was not presented because the relevant data is legally protected by Institute of Aeronautics. Keywords: aeronautics, plane design, safety factor, theoretical analysis, Hill s method, composites OKRELENIE WSPÓCZYNNIKA BEZPIECZESTWA KOMPOZYTOWEJ STRUKTURY NONEJ KABINY SAMOLOTU "I 3 MANAGER" DLA PRZYPADKU KAPOTAU Streszczenie Artyku zawiera omówienie przebiegu próby statycznej samolotu I 3 Manager podczas kapotau. Przebieg praktycznego testu by rejestrowany i wyniki z pomiarów mona byo porównywa z wynikami z oblicze wykonanych metod elementów skoczonych. Otrzymywano zgodno oblicze z wynikami z próby statycznej jedynie do poziomu 50% obcienia dopuszczalnego przy zastosowaniu liniowej analizy. Wyznaczone wspóczynniki bezpieczestwa mimo zastosowania zalecanej metody nie sprawdziy si, poniewa rzeczywista konstrukcja ulega zniszczeniu przy mniejszym obcieniu ni jest wymagane przepisami IKCSP. W celu zwikszenia dokadnoci oblicze teoretycznych metod liniow zastpiono j metod z tak zwan nieliniowoci geometryczn, która umoliwia znalezienie przyczyn przedwczesnego zniszczenia konstrukcji i wyznaczenie wspóczynników bezpieczestwa w kadej z warstw kompozytu i w caym zakresie obcie. Artyku ten przedstawia jedynie filozofi postpowania, która okazaa si najbardziej racjonalna pod wzgldem technicznym i ekonomicznym. Docelowe rozwizanie konstrukcyjne zostao osignite metod kolejnych nieliniowych symulacji, które ze wzgldów czysto formalnych nie zostao tu przedstawione. Sowa kluczowe: lotnictwo, budowa samolotów, wspóczynnik bezpieczestwa, analizy teoretyczne, Hilla metoda, kompozyty

2 K. S. Frczek 1. Wprowadzenie Ldowanie samolotu o ukadzie trójkoowym na normalnym betonowym lotnisku jest pozbawione ryzyka wywrotki. Samolot I 3 Manager jest przewidywany do korzystania z lotnisk przygodnych, gdzie wpadnicie koa przedniego w dziur i wywrotka caego samolotu jest prawdopodobna. Dlatego wykonano prób symulacji takiego zdarzenia na stanowisku badawczym, oraz wykonano kilka symulacji komputerowych przy zastosowaniu kilku metod obliczeniowych. Najnowsze wydarzenia z wycigów samochodowych Formuy 1 z udziaem Roberta Kubicy dowodz, e wszystko jest moliwe i konstrukcja musi zabezpiecza pilota i pasaerów przed zgnieceniem kabiny samolotu podczas kapotau. Celem testów teoretycznych i praktycznych byo udowodnienie poprawnoci docelowego rozwizania konstrukcyjnego. Pierwsze obliczenia metod elementów skoczonych z dokadnym odwzorowaniem wasnoci kompozytów i przy wykorzystaniu systemu NASTRAN z liniowym solwerem analiz wykazyway poprawno proponowanego rozwizania konstrukcyjnego. Niezalenie od analiz teoretycznych poprawno rozwizania konstrukcyjnego sprawdzano dowiadczalnie zastpujc dziaanie si dynamicznych siami statycznymi. Warto siy obciajcej wyznaczono zgodnie z analiz zjawiska i wprowadzono j w pierwsz wrg osaniajc gow pilota. Zgodnie ze zwyczajami panujcymi w Instytucie Lotnictwa, testy praktyczne przeprowadza si stopniowo rejestrujc globalne przemieszczenia w miejscu przyoenia obcienia i stan odksztace w miejscach najwikszych si wewntrznych. Regu jest sprawdzenie poprawnoci pracy konstrukcji do poziomu 50% obcienia dopuszczalnego, powrót do pocztku i kontrola zanotowanych wyników.. Próba statyczna kapotau Symulacj kapotau przeprowadzono na stanowisku pomiarowym przedstawionym na rys. 1. Rys. 1. Stanowisko do praktycznego testu Fig. 1. The measurement dock for practical test Si obciajc przykadano za pomoc ukadu siowników do stalowej przylegej do górnej czci kabiny samolotu I 3 w sposób cigy. Mierzone parametry zapisywano, co 10% obcienia dopuszczalnego rejestrujc wskazania przemieszcze i odksztace w wybranych punktach struktury samolotu. 146

3 The Safety Factor Determination of Composites Structure Cabin of "I 3 Manager" Airplane for Loads... Rys.. Pomiar tensometryczny odksztace kabiny w czasie próby statycznej Fig.. The strains during practical test Rys. 3. Przemieszczenia punktów pomiarowych w funkcji narastania obcienia Fig. 3. The diagram of displacement points in function increase load Do 50 % obcienia dopuszczalnego próba przebiegaa bez oznak zniszczenia lub nieliniowej pracy. Po przekroczeniu tej granicy obcie pojawiy si pierwsze oznaki niszczenia materiau kompozytowego w postaci trzasków nasilajcych si równoczenie ze wzrostem obcienia. Przy okoo 90% obcienia nastpio zniszczenie ramy w postaci zamania jej górnego pasa nonego i dolnego na uku, gdzie by on równie ciskany. 147

4 K. S. Frczek Rys. 4. Widok z przodu na przedni ram kabiny z zaznaczonymi punktami pomiarowymi i miejsca uszkodze Fig. 4. The view the fronts rip of cabin with points of measures and damages Rys. 5. Widok na podunice i przedni wrg kabiny z zaznaczeniem miejsc uszkodze Fig. 5. The view from the right at alongside elements which connect with front rip, showing damages Wskazane miejsca lokalnych zniszcze warstw kompozytowych pracujcych na ciskanie. Zniszczenie przedniej wrgi ramy kabiny wymagao dodatkowej analizy, z wskazaniem poziomów napre w kadej z warstw. Na podstawie pomiarów mona z ca pewnoci powiedzie, e po przekroczeniu poziomu 50% obcie dopuszczalnych zacza si nieliniowa praca zakoczona przy poziomie 90% obcienia dopuszczalnego w postaci zniszczenia konstrukcji. Na podstawie pomiaru odksztace w rejonie zamania wrgi kabiny i ze znajomoci wasnoci materiaowych wyznaczono krytyczn warto napre ciskajcych we wóknach wglowych. 3. Analiza komputerowa wytrzymaoci kabiny podczas kapotau Celem analizy komputerowej byo zweryfikowanie stanu wytenia w elementach badanych z uwzgldnieniem wszystkich kierunków odksztace. W tym celu zosta przygotowany model fizyczny, w którym odwzorowano ksztat i wasnoci mechaniczne elementów wrgi przedniej kabiny z elementami ssiednimi. Dolna cz samolotu zostaa odwzorowana przez odpowiednie warunki podporowe. W modelu obliczeniowym uwzgldniono dziaanie wywierajcej nacisk na kabin, tak jak przewidywaa to próba stanowiskowa. Wszystkie elementy skadowe struktury zamodelowano za pomoc czterowzowych elementów pytowo-powokowych typu QUAD4, oraz w nielicznych miejscach trójktnych 148

5 The Safety Factor Determination of Composites Structure Cabin of "I 3 Manager" Airplane for Loads... TRIA3. Podzia siatki na elementy by zrónicowany i wynika z potrzeby poznania pracy pierwszej wrgi kabiny wraz z poczeniami z górnym pasem. Odwzorowywano wasnoci materiaowe w kadej z warstw kompozytu wcznie z ukadem tkanin w stosunku do przyjtego ukadu wspórzdnych. Rys. 6. Model strukturalny kabiny samolotu I3 Menager z wartoci dopuszczalnej siy podczas kapotau Fig. 6. The structural model of airplane I 3 Manager cabin with necessary force during turnover Warto siy obciajcej zostaa podzielona na pó z powodu modelowania jedynie poowy kabiny samolotu. Drug symetryczn poow zastpiono warunkami brzegowymi w paszczynie symetrii samolotu. Naley zaznaczy, e podczas przykadania siy wrga pierwsza deformuje si tak, e zmienia si miejsce kontaktu ramy z pyt dociskow. W trakcie realizacji próby stanowiskowej zmieniano wielko dociskowej, tak by odwzorowa dziaanie lotniska. Pocztkowo obliczeniami i realizacj próby kierowa inny zespó pracowników i uy do analizy metody liniowej. Dlatego wyniki przemieszcze otrzymywano w postaci linii prostych. Porównujc wyniki z analizy liniowej z wynikami z pomiarów na rzeczywistym obiekcie otrzymano zgodno do poziomu 50% obcienia dopuszczalnego. Powyej tego obcienia struktura nona wchodzi w zakres nieliniowej pracy, co pokazano to na rysunku nr 7. Rys. 7. Wykresy przemieszcze punktów pomiarowych w funkcji narastajcego obcienia otrzymane z próby i z oblicze metod liniow Fig. 7. Diagram of displacement points as function of increasing loads, received thru practical test and theoretical analysis 149

6 K. S. Frczek Zarejestrowane przebiegi przemieszcze w funkcji narastania obcienia dowodz zmiany sztywnoci obiektu. Bya ona spowodowana powstaniem pola cignie na ciankach bocznych wykonanych z cienkich warstw z pótna szklanego. Tak hipotez naleao udowodni wykonujc analiz inn metod. Rozmieszczenie punktów pomiarowych zostao pokazane na rys. nr. Pierwsze trzaski zaczy pojawia si po przekroczeniu 50% obcienia dopuszczalnego i nasilay si wraz ze wzrostem obcienia. Efektem kocowym byo zamanie ramy przedniej, które zidentyfikowano po zakoczeniu próby. Podczas realizacji praktycznego testu nie byo moliwe obserwowanie miejsc lokalnej utraty statecznoci ze wzgldów bezpieczestwa. Ocen wytrzymaoci tkanin kompozytu dokonano metod obliczeniow na podstawie wyników z analizy numerycznej stosujc hipotez Hill a, która okrela nono konstrukcji wedug wzoru: F, (1) X Y X S gdzie: F - wskanik zniszczenia w warstwach kompozytu, X= X t - dla napre rozcigajcych, oraz X c dla napre ciskajcych w kierunku 1, Y= Y t - dla napre rozcigajcych, oraz Y c dla napre ciskajcych w kierunku, S - wytrzymao graniczna dla tkaniny na cinanie, 1 - naprenia w tkaninie w kierunku 1, - naprenia w tkaninie w kierunku, naprenia cinajce w tkaninie. Przy pomocy systemu NASTRAN wyznaczono wskanika zniszczenia kompozytu dla poszczególnych warstw i przykadowo pokazano to na rysunku nr 8. Na podstawie literatury [3] oceniono: Jeli w ortotropowym laminacie wspóczynnik F<1.0, to laminat jest bezpieczny, Jeli wspóczynnik F>1.0, to laminat jest zy. W tym wypadku wykazano brak zapasu wytrzymaoci w warstwach tkanin szklanych. 1 Rys. 8. Przebieg zmiany wspóczynników zapasu wytrzymaoci przez warstwy kompozytu Fig. 8. The diagram of safety factor coefficients in each layer of composite Midzy warstwami wglowymi a tkaninami szklanymi wystpowao relatywnie due cinanie, które powodowao rozwarstwianie si kompozytu w szczególnoci w miejscach maksymalnego cinania przedniej ramy kabiny. Elementem decydujcym o wytrzymaoci poczenia midzy warstwami decyduj wasnoci ywicy na cinanie, której graniczn warto okrelono jako: 6.5[ N / mm ]. () graniczne 150

7 The Safety Factor Determination of Composites Structure Cabin of "I 3 Manager" Airplane for Loads... Problem cinania jest zwielokrotniony w miejscach gdzie pojawio si na ciankach szklanego laminatu pofalowanie, prowadzce do nierównomiernego rozkadu si cinajcych. Zastosowanie nieliniowej analizy z uwzgldnieniem nieliniowoci geometrycznej byo jak najbardziej uzasadnione. Podstawowym wymaganiem byo zapewnienie poprawnej pracy do poziomu 140% obcienia dopuszczalnego. Naleao wykaza hipotez lokalnej utraty statecznoci na ciankach bocznych omawianej wrgi i zmieni konstrukcj ramy kabiny tak, by przeniosa wymagane obcienie. Wysok warto napre ciskajcych w pasie dolnym ramy przedniej na uku uzyskiwano w wyniku sumowania si obcienia od zginania belki i od reakcji powstajcej na burtach kabiny. Do analizy nieliniowej wykorzystano ten sam model obliczeniowy jak w analizie liniowej. Elementy tarczowo - pytowe na skutek ciskania w paszczynie elementu zmieniaj swoj dugo w sposób nieproporcjonalny do obcienia. Powstaj przy tym przemieszczenia prostopade do powierzchni elementu, takie jak podczas zginania. Poziom si wewntrznych podczas zmiany ksztatu w sposób gwatowny maleje i jest to powodem powstawania trzasków. 4. Analiza wrgi z nieliniowoci geometryczn Wpyw przemieszcze prostopadych do powierzchni na poziom przemieszcze dowolnego punktu B w paszczynie elementu opisano nastpujcymi nieliniowymi zalenociami: B Tarczy qz dx qz qx ( x, y, z, t) qx z ( ), x x (3) B Tarczy qz dy qz qy ( x, y, z, t) qy z ( ), y y (4) B B q x y z t q x y z t nl x (,,, ) y (,,, ) xy ( x, y, z, t), y x gdzie: (5) q - przemieszczenia w kierunku x elementu tarczowego, Tarczy x Tarczy q y - przemieszczenia w kierunku y elementu tarczowego, q z - przemieszczenia w kierunku prostopadym do powierzchni elementu, nl xy ( x, y, z, t) - wzgldne nieliniowe odksztacenie od cinania w paszczynie elementu. W celu wykazania susznoci postawionej tezy ciank boczn zamodelowano o pierwotnej gruboci. Dopiero po wykazaniu susznoci zaoe zmieniano grubo tych cianek. Rys. 9. Mapa napre cinajcych w ciance bocznej wrgi przedniej przy 50% obcienia dopuszczalnego Fig. 9. The map of stress in side wall of front frame at 50% of required load 151

8 K. S. Frczek Rys. 10. Wykresy przemieszcze prostopadych do powierzchni elementów cianki bocznej ramy przedniej Fig. 10. The perpendicular displacement points against side walls of front frame, for varied load levels 5. Wnioski z przeprowadzonych bada Wystpuje konieczno przeprowadzania analiz numerycznych przed przystpieniem do przeprowadzania prób wytrzymaociowych na rzeczywistym obiekcie. Konieczno ta jest spotgowana cen prototypu i kosztami bada. Zastosowane analizy liniowe nie umoliwiaj precyzyjnego okrelenia granicznej wytrzymaoci kompozytu. Najwaciwsz metod jest metoda analizy nieliniowej, gdzie uwzgldnia si narastanie uszkodze i zmiana warunków podparcia na brzegach elementów. Wartoci krytycznego ciskania wókien wglowych odniesiono dla o gruboci 5[mm]. Warto granicznych napre cinajcych w graniczne 6.5[ MPa] odniesiono do temperatury pracy w otoczeniu 0 Celcjusza. Kryterium Hill a mona stosowa dopiero po uwzgldnieniu nieliniowej pracy konstrukcji. Kocowe rozwizanie konstrukcyjne otrzymano metod kolejnych analiz nieliniowych w oparciu o uzyskane graniczne wartoci napre ciskajcych i cinajcych w warstwach kompozytu. Literatura [1] Kaczkowski, J., Sprawozdanie etapowe z bada nr I-3/5/BP/00, Archiwum B.P. I.L, 000. [] Urbaniak, W., Obcienia samolotu I-3Menager, Archiwum Instytutu Lotnictwa, 000. [3] MSC/NASTRAN composite-structural analysis, The MacNeal-Schwendler Corporation Los Angeles, California, [4] Frczek, K., Nieliniowa analiza wytrzymaociowa skrzyda samolotu IRYDA M96, III Krajowa Konferencja Uytkowników Oprogramowania Nastran/Patran, Materiay Konferencyjne, listopad [5] Frczek, K., Obliczenia wytrzymaociowe kabiny samolotu I-3 na przypadek kapotau, Sprawozdanie nr I-3/06/BP/001 Archiwum B.P. Instytutu Lotnictwa