УДК 620.179.17: 629.7.015.4.02: 681.3

СТАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ КЕССОНА КОМПОЗИЦИОННОГО КРЫЛА

САМОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ АКУСТИЧЕСКОЙ ЭМИССИИ И

ТЕНЗОМЕТРИИ

В.Л. Кожемякин¹, В.В. Чернова ^{1, 2}

¹ФГУП Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С.А.Чаплыгина, Россия 630051

Новосибирск, ул. Ползунова, 21

²Сибирский государственный университет путей сообщения,

Россия 630049 Новосибирск, ул. Д.Ковальчук, 191

^*E-mail: aergroup@ngs.ru

Поступила в редакцию 07.05.2020; после доработки 09.06.2020

Принята к публикации 10.06.2020

Выполнены статические испытания двухлонжеронного кессона крыла из углепластика Т800. Контроль объекта в

процессе нагружения осуществлялся с использованием метода акустической эмиссии (АЭ) и тензометрии. В режиме

реального времени определялась относительная деформация материала в областях наклейки тензодатчиков (на панелях

кессона, стенках лонжеронов и полках стрингеров). Установлены элементы кессона, в которых наблюдалось нелиней-

ное изменение относительных деформаций, а также регистрировались остаточные деформации после снятия нагрузки.

Методом АЭ локализованы источники сигналов, координаты которых соответствовали расположению третьей нервюры.

Кластеризация зарегистрированных сигналов АЭ по оцифрованной форме позволила сгруппировать их по источникам,

соответствующим разрушению конструкции. Показано, что в процессе нагружения кессона крыла наблюдалось увеличе-

ние структурного коэффициента сигналов АЭ, соответствующее расслоению углепластика в зоне локации.

Ключевые слова: кессон крыла, углепластик, акустическая эмиссия, статическое нагружение, тензодатчик, тензоме-

трия, локация, кластеризация.

DOI: 10.31857/S0130308220080023

ВВЕДЕНИЕ

Проведение натурных испытаний авиационных композиционных конструкций с использова-

нием тензометрии и метода акустической эмиссии (АЭ) позволяет исследовать их прочностные

характеристики и сделать выводы об уровне деформаций при заданных нагрузках, выделить зоны

дефектов, определить их координаты и степень опасности [1—10].

Локация источников сигналов АЭ осуществляется в режиме реального времени, когда кон-

струкция находится под нагрузкой. Сигналы АЭ обладают высокой информативностью и связаны

с деформацией объектов [11—15]. Конструкции, выполненные из композиционных материалов

(КМ), методом АЭ диагностировать сложно, так как их материал характеризуется неоднородно-

стью структуры, анизотропией свойств, разнообразием типов армирования.

Дефекты в КМ классифицируются по степени опасности на четыре группы. Первая группа

связана с дефектами, полученными при низкой степени отверждения полимерной матрицы. При

этом снижается теплостойкость, ухудшается влагостойкость, изменяется характер разрушения

материала при статическом, циклическом и ударном нагружении. Ко второй группе дефектов

относятся расслоения. При сжатии материала с расслоением прочность может снижаться в за-

висимости от глубины залегания расслоения и его размеров. К третьей группе относятся тре-

щины, которые нарушают целостность композита и могут привести к расслоению материала

углепластика. Четвертую группу составляют сколы, надрезы, отверстия, уменьшающие несущую

способность конструкции [2].

Исследуемый кессон крыла нового композиционного самолета был выполнен из углепласти-

ка Т800 с использованием автоклавного формования (рис. 1). Он представлял собой конструкцию

балочного типа с передней и задней стенками и с обшивкой кессона, которая воспринимала нор-

мальные и касательные деформации. Изгибающий момент воспринимался, в основном, обшивкой

и стрингерами. Стрингер — продольный силовой элемент Т-образного сечения из углепластика,

образующий совместно с обшивкой монолитную силовую панель крыла. Он предназначен для вос-

приятия осевых усилий растяжения и сжатия. Нервюра — это элемент поперечного силового на-

бора каркаса крыла, оперения и других частей летательного аппарата, предназначенный для при-

дания им формы профиля.

Статические испытания кессона композиционного крыла самолета...

Приоритетной задачей микропроцессорной многоканальной тензометрической системы, ис-

пользуемой при прочностных испытаниях конструкций, является запись и обработка сигналов с

тензодатчиков в режиме реального времени с выдачей средних относительных деформаций для

многослойной композиционной конструкции. Непрерывная запись показаний тензодатчиков, ото-

бражаемая на экране монитора, позволяют определять характер изменения деформаций конструк-

ции при нагружении [16, 17].

Для определения координат дефектов при контроле авиационных конструкций из углепластика

в процессе прочностных испытаний или эксплуатации применяют метод АЭ. Он обладает высокой

чувствительностью и эффективен при контроле ранней стадии развития дефектов [1—7].

Для авиационных конструкций, изготовленных из углепластиков, характерна низкая межсло-

евая прочность. В процессе прочностных испытаний тонкостенных авиационных конструкций из

КМ могут возникать деформации изгиба, кручения, потеря устойчивости, вызванные особенно-

стями конструкции, ошибками ее проектирования, влиянием нагружающей оснастки, приводящие

к незачетным разрушениям. Поэтому задача исследования прочности композиционного кессона

крыла из углепластика с применением тензометрии и метода АЭ является актуальной [1—4, 6, 7,

17—21].

Цель работы — прочностные исследования композиционного кессона крыла самолета при ста-

тическом нагружении с использованием тензометрии и метода АЭ.

МЕТОДИКА СТАТИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ КЕССОНА КРЫЛА

Проведены испытания двухлонжеронного кессона крыла из углепластика Т800, изготовленно-

го автоклавным методом. На рис.1а, б показаны геометрические размеры и расположение люков

на нижней панели конструкции. В процессе нагружения осуществлялся контроль зон разруше-

ния. Для этого на панели кессона устанавливались тензодатчики, тензорозетки и две пьезоантенны

(рис.1в), каждая из которых состояла из четырех преобразователей акустической эмиссии (ПАЭ).

722 мм

9800 мм

ПАЭ

Предусилители

Тензодатчики

Рис. 1. Геометрические размеры кессона крыла:

а — вид снизу; б — вид сбоку; в — фотография кессона.

Дефектоскопия

№ 8

2020

А.Н. Серьезнов, Л.Н. Степанова, А.С. Лазненко и др.

Нагружение конструкции кессона осуществлялось ступенями по ΔP = 5,49 кН от ненагружен-

ного состояния до максимального значения, равного P_макс= 43,95 кН. Для проведения испытаний

конструкции в ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина» был разработан стенд, моделирующий усло-

вия заделки кессона и реализующий консольную схему нагружения (рис. 2).

82 кН

55,5 кН

26,5 кН

Пакет V-типа

26 кН

29,5 кН

11,5 кН

15 кН

8,5 кН

6,5 кН

14,5 кН

11,5 кН

15,5 кН

14 кН

6 сечение

7 сечение

5 сечение

3 сечение

4 сечение

1 сечение

2 сечение

Короб с бетоном

Основание стойки

(опора)

СШ-30А

А—А

1 сечение

Рис. 2. Схема нагружения кессона крыла.

На рис.3а, б приведены схемы установки тензодатчиков, тензорозеток и ПАЭ на верхней и

нижней панелях кессона крыла.

Для проведения тензометрии на панелях кессона, стенках лонжеронов и полках стрингера

были наклеены 293 сертифицированных проволочных тензодатчика типа ПКС-8 сопротивлени-

ем R = 120 Ом, базой L = 10 мм, коэффициентом тензочувствительности К = 2,12 (свидетельство

Федерального агентства по техническому регулированию и метрологии RU.C.28.007A№ 54961,

регистрационный номер 57245—14).

Регистрация тензометрической информации осуществлялась сертифицированной микропро-

цессорной тензометрической системой ММТС-64.01 класса точности 0,2 (свидетельство Феде-

рального агентства по техническому регулированию и метрологии RU.C.28. 007A № 10749, реги-

страционный номер 21760—01) [17].

Опрос тензодатчиков проводился в непрерывном режиме с частотой дискретизации, равной

2,5 Гц. Непрерывная запись показаний тензодатчиков, установленных в опасных с точки зрения

прочности зонах, позволила не только определять уровень напряжений в конструкции, но и оцени-

вать его деформированное состояние при нагружении. После снятия нагрузки определялись оста-

точные деформации.

В реальном масштабе времени строилась диаграмма, по которой оценивалось начало процесса

потери устойчивости конструкции кессона и принималось решение о продолжении или прекраще-

нии дальнейшего нагружения. На рис. 4 приведены экспериментальные зависимости изменения

относительных деформаций от нагрузки, полученные при нагружении композиционного кессона

крыла самолета.

Анализ показал, что максимальные значения деформации растяжения были зарегистрированы

в области наклейки тензодатчиков 40 и 39, а максимальные значения деформации сжатия — в об-

ласти наклейки тензодатчиков 106, 109 и 111 (рис. 4а). Для тензодатчиков 6 и 9 отмечалось нели-

нейное изменение зависимости относительных деформаций, происходящее под нагрузкой, равной

27,5 и 38,43 кН соответственно.

При выдержке кессона на последней ступени нагружения при нагрузке, составляющей

43,95 кН, относительные деформации, полученные по показаниям тензодатчика 39, уменьша-

лись с 2,9 ·10^-3до 2,79·10^-3.

Дефектоскопия

№ 8

2020

Статические испытания кессона композиционного крыла самолета...

Лонжерон 1

ПАЭ 2

ПАЭ 3

Стрингер 1

Стрингер 9

ПАЭ 1

ПАЭ 0

Лонжерон 2

535 мм

134 мм

Тензодатчики

Лонжерон 2

ПАЭ 5

ПАЭ 4

Стрингер 9

Стрингер 1

Лонжерон 1

ПАЭ 6

ПАЭ 7

Тензорозетки

Рис. 3. Схемы установки тензодатчиков, тензорозеток и пьезоантенн на верхней (а) и нижней (б) панелях кессона

крыла.

При этом деформации, зарегистрированные тензодатчиками 1 и 40, при переходе от нагрузки

38,43 кН к нагрузке 43,95 кН возрастали. Однако при достижении нагрузкой величины 43,95 кН

от ненагруженного состояния, регистрируемые деформации уменьшались, а деформации, зареги-

стрированные тензодатчиком 9, увеличивались от 2,25·10^-3 до 2,31·10^-3.

На рис. 4б показаны графики зависимости относительных деформаций в процессе разгрузки

кессона при нагрузках Р = 5,49 кН и Р = 0 кН. Отмечалось, что показания тензодатчиков 6 и 39 при

нагрузке Р = 0 кН были отличны от нуля. Это означает, что в области их установки присутствовали

остаточные деформации.

Для регистрации сигналов АЭ на конструкцию кессона устанавливались две пьезоантенны.

Зона 0, ограниченная ПАЭ 0—ПАЭ 3, располагалась на верхней панели кессона, которая при на-

гружении испытывала деформацию сжатия (рис. 5а).

Зона 1, в состав которой входили датчики ПАЭ 4—ПАЭ 7, находилась на нижней панели

кессона, которая при нагружении испытывала деформацию растяжения (рис. 5б). В процессе

испытаний выполнялась локация сигналов АЭ в режиме реального времени (рис. 5, рис. 6) си-

стемой СЦАД-16.10 с «плавающим» порогом селекции (свидетельство Федерального агентства

по техническому регулированию и метрологии RU.C.27. 007A № 40707, регистрационный номер

в Государственном реестре средств измерений 45154—10) .

На верхней панели в зоне 0 (ПАЭ 0—ПАЭ 3) было зарегистрировано 20 сигналов, 9 из которых

локализовались (см. рис. 5а). Наибольшая активность сигналов АЭ наблюдалась в зоне 1 с датчи-

Дефектоскопия

№ 8

2020

Статические испытания кессона композиционного крыла самолета...

4,89

4,40

ПАЭ 7

ПАЭ 6

3,91

3,42

2,93

2,45

1,96

1,47

0,98

0,49

ПАЭ 4

ПАЭ 5

Рис. 6. Фотография нижней поверхности кессона крыла с зоной локации сигналов АЭ.

ками (ПАЭ 4—ПАЭ 7) (см. рис. 5б). Из 911 сигналов АЭ было локализовано 498. Начало локации

соответствовало четвертой ступени нагружения при нагрузке, равной Р = 21,96 кН. При анализе

координат сигналов АЭ отмечалась активная локация в области установки акустических датчиков

ПАЭ 5 и ПАЭ 6 (см. рис. 5б), что соответствовало расположению третьей нервюры. На рис. 6 при-

ведена фотография нижней панели кессона, на которой показаны источники сигналов АЭ. Такие

источники наблюдались между акустическими датчиками ПАЭ 5 и ПАЭ 6 вдоль третьей нервюры.

ПОЛУЧЕННЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ИХ ОБСУЖДЕНИЕ

Для обработки АЭ-информации в режиме реального времени используются различные методы

кластеризации [20]. Они позволяют разделять сигналы по месту их локации и степени энергетиче-

ской активности. При выборе метода кластеризации необходимо обеспечить как требуемое быстро-

действие, так и точность локации дефектов. Надежным является метод кластеризации по цифровой

форме, так как она является наиболее полной характеристикой, описывающей сигнал АЭ. При этом

рассчитываются максимумы коэффициентов корреляции, что приводит к большим временным за-

тратам. Поэтому кластеризация по цифровой форме используется в период постобработки, когда

закончен процесс нагружения конструкции и зарегистрирована информация с датчиков [20]:

l+a

∑Ul

m ki

l=1

max

i,k

)

(

U +a

)

∑

где Ri,k — коэффициент корреляции «текущий

— опорный» сигналы кластера;U^lk — отсчет с

индексом l текущего сигнала АЭ с номером k;U^l

— отсчет с индексом l опорного сигнала АЭ;

N — количество отсчетов в «окне» расчета корреляции; a — смещение, в пределах которого он

рассчитывается.

При испытании кессона крыла в кластер 1 попадало наибольшее количество сигналов АЭ, име-

ющих подобную цифровую форму и относящихся к одному источнику. При обработке результатов

кластеризации важно рассматривать время регистрации сигналов АЭ, так как это позволяет анали-

зировать активность дефектов в процессе нагружения.

При использовании кластерного анализа по цифровой форме достигалась высокая точность

определения зоны локации сигналов. В кластер 1 были распределены 25 сигналов АЭ, зарегистри-

рованных при увеличении нагрузки от Р = 32,94 кН до Р = 38,43 кН. В процессе нагружения раз-

Дефектоскопия

№ 8

2020

А.Н. Серьезнов, Л.Н. Степанова, А.С. Лазненко и др.

600

ПАЭ 4

3,5

500

ПАЭ 5

ПАЭ 6

400

ПАЭ 7

2,5

300

1,5

200

100

0,5

Нагрузка, кН

ПАЭ 7

ПАЭ 6

ПАЭ 4

ПАЭ 5

Область локации

сигналов АЭ

Рис. 7. Зависимость средних значений амплитуды (а) и структурного коэффициента (б) от нагрузки; в — локация

сигналов АЭ в зоне 1 при повторном нагружении.

брос времен прихода сигналов АЭ на ПАЭ не наблюдался, т.е. источники дефектов были активны

только в момент нагружения кессона при увеличении нагрузки в области расположения третьей

нервюры (см. рис. 5б). Установлено, что наибольшие амплитуды сигналов АЭ регистрировались

акустическим датчиком ПАЭ 5 (рис. 7а). При этом увеличение нагрузки приводило к росту ампли-

туды сигналов АЭ. На других датчиках зоны 1 (см. рис. 5б) до нагрузки Р = 32,94 кН амплитуды

увеличивались, после чего происходило их уменьшение (рис. 7а).

При повторном нагружении кессона до нагрузки Р_макс = 43,95 кН было зарегистрировано

18 сигналов АЭ, из них 6 сигналов локализовались в зоне 1 (рис. 7в). В зоне 0 (см. рис. 5а), об-

разованной акустическими датчиками ПАЭ 0—ПАЭ 3, сигналов не наблюдалось. Полученные

результаты объясняются действием эффекта Кайзера, при котором в конструкции не наблюда-

ются сигналы АЭ до тех пор, пока не будет превышена предварительно приложенная нагрузка.

Таким образом, при повторном нагружении кессона крыла не происходило образование новых

дефектов.

Для анализа изменения структуры сигналов АЭ и оценки типа дефекта был рассчитан струк-

турный коэффициент PD32 по формуле [14]:

maxD

(

)

D32

maxD

где D₃, D₂ — наборы коэффициентов вейвлет-разложения 3-го и 2-го уровней детализации, соот-

ветствующие полосам частот (125—250) кГц и (250—500) кГц.

Для определения типа дефекта проводился большой объем прочностных испытаний образцов,

изготовленных из углепластика Т800 с использованием автоклавного формования. При этом в зону

контроля наклеивались тензодатчики, которые регистрировали деформации, соответствующие раз-

рушению матрицы при растяжении и сжатии образца. После этого анализировалась форма сигна-

Дефектоскопия

№ 8

2020

Статические испытания кессона композиционного крыла самолета...

лов АЭ из зоны локации и вычислялся структурный коэффициент PD32 (f). Затем выполнялось на-

гружение до нагрузки, при которой тензодатчики регистрировали деформацию, соответствующую

разрушению волокна. После этого определялись структурные коэффициенты сигналов АЭ и строи-

лись их зависимости от нагрузки. Было установлено, что уменьшение структурного коэффициента

при увеличении нагрузки соответствовало разрушению матрицы, а его увеличение — разрушению

волокна [18, 21].

В процессе нагружения кессона крыла структурный коэффициент PD32 увеличивался

(рис. 7б). Это соответствовало смещению энергии сигналов АЭ в область низких частот. Кроме

того, при нагрузке Р = 21,96 кН начинали регистрироваться сигналы АЭ с частотой (110—170) кГц,

что соответствовало доминантному механизму разрушения - расслоению [18, 21]. В исследуемой

конструкции такие разрушения могли быть связаны с расслоением в области крепления нервюр и

обшивки.

Тензодатчики, установленные в зоне между второй и четвертой нервюрами, регистрировали

максимальные деформации сжатия на верхней панели и растяжения — на нижней панели. В зоне

локации сигналов АЭ были установлены тензодатчики 79, 86, 87, 106, 109, 111 на верхней панели

(см. рис. 3а) и тензодатчики 45, 47, 57—59, 60—62, 53, 55 на нижней панели (см. рис. 3б). Диа-

грамма записи их показаний в процессе нагружения приведена на рис. 8.

Анализ диаграммы показаний тензодатчиков, попавших в зону локации, подтверждает нели-

нейное изменение механических напряжений. Начиная с нагрузки, равной Р = 27,47 кН, дальней-

шее ее увеличение приводило к появлению сигналов со стороны прикорневых сечений кессона в

зоне между второй и четвертой нервюрами.

Максимальные значения деформации сжатия зарегистрированы тензодатчиками 79, 87, 109,

111, установленными на верхней сжатой панели кессона в зоне между третьей и четвертой нервю-

рами по четвертому и шестому стрингерам.

При этом максимальные деформации растяжения зарегистрированы не в зоне массовой лока-

ции сигналов АЭ (по третьей нервюре на рис. 5б), а между второй и третьей и третьей и четвертой

нервюрами (см. рис. 1). Тензодатчики, установленные на нижней растянутой панели и попадающие

в зону локации сигналов АЭ, регистрировали линейное деформирование конструкции (см. рис. 8).

При нагрузке Р = 32,94 кН наблюдалось нелинейное деформирование, регистрируемое тензо-

датчиками на верхней панели кессона. При нагрузке, равной Р = 43,95 кН, относительная деформа-

ция сжатия, зарегистрированная тензодатчиком 109 на верхней сжатой панели кессона, превысила

значение 2,5∙10^-3 (см. рис. 8).

2,5

Номер

1,5

тензодатчика

0,5

-0,5

106

-1

109

-1,5

111

-2

-2,5

-3

Нагрузка, кН

Рис. 8. Зависимости относительных деформаций от нагрузки, полученные по показаниям тензодатчиков, находящихся

в зоне локации сигналов АЭ.

После снятия нагрузки и экспресс-анализа данных, полученных тензометрией, было рассмо-

трено состояние панелей, лонжеронов и стрингеров кессона крыла. После предварительного ана-

лиза состояния конструкции установлено, что верхняя панель кессона между второй и четвертой

Дефектоскопия

№ 8

2020

А.Н. Серьезнов, Л.Н. Степанова, А.С. Лазненко и др.

нервюрами начала терять устойчивость уже при нагрузке Р = 32,96 кН, о чем свидетельствуют

показания тензодатчиков 106, 109, 111, установленных в данной зоне.

Отсутствие массовой локации сигналов на верхней сжатой панели кессона можно объяснить

«хрупкостью» КМ, вследствие чего при нагружении происходит появление одиночных дискретных

сигналов. В то же время, в растянутой зоне наблюдалась массовая локация сигналов АЭ, что объ-

ясняется лучшей восприимчивостью КМ к растягивающим нагрузкам, чем к сжимающим.

Кроме того, при нагружении наблюдалась потеря устойчивости верхней сжатой панели, вы-

пучивание обшивки между «клеток» стрингеров и нервюр. При потере устойчивости деформации

распределялись неравномерно: в непосредственной близости от стрингеров они были равны де-

формации стрингера, а в середине клетки — критической деформации обшивки.

ВЫВОДЫ

1. Выполнено статическое нагружение кессона крыла нового самолета из углепластика Т800

ступенями через интервал ΔP = 5,49 кН от ненагруженного состояния до максимального значения

нагрузки P_макс= 43,95 кН с последующей ступенчатой разгрузкой. Осуществлялся контроль за кон-

струкцией с использованием тензометрии и метода АЭ. Это позволило в режиме реального време-

ни оценивать относительные деформации локализованных дефектов и определять их координаты

в процессе испытаний.

2. С использованием тензометрии определены области кессона, в которых при увеличении на-

грузки более 27,5 кН наблюдалось нелинейное изменение относительных деформаций растяжения,

измеряемых тензодатчиками 39, 40. После его разгрузки определялись остаточные деформации в

зоне установки тензодатчиков 6 и 9. Данные тензодатчики были расположены в области люка и в

зоне закрепления конструкции кессона. Максимальные деформации сжатия регистрировались тен-

зодатчиками 106, 109, 111, расположенными между третьей и четвертой нервюрами. Кроме того,

установлено, что в области расположения люков при нагрузке 43,95 кН значения относительных

деформаций сжатия были максимальными и критическими для исследуемой конструкции.

3. Проведенный АЭ-контроль позволил выявить активные источники сигналов АЭ, которые

были расположены в области третьей нервюры. Регистрация АЭ-информации началась при превы-

шении нагрузкой значения Р = 21, 96 кН. При кластеризации зарегистрированных сигналов АЭ по

их оцифрованной форме был выделен кластер, который локализовался в области третьей нервюры.

Анализ изменения структурного коэффициента сигналов АЭ при нагружении показал, что источ-

никами локализованных сигналов были расслоения в области крепления нервюр и обшивки.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Lexmann M., Bueter A., Schwarzaupt O. Structural Haelth Monitoring of composite aero-space structures

with Acoustic Emission // Journal of Acoustic Emission. 2018. V. 35. P. 172—193.

2. Madaras E. Underscore the NASA role in the development of the non-destructive testing of the

composite / NASA Langley research center, scientific department of non-destructive testing of structures

and materials. Gempton. VA23681.

3. Gardoni M., Gianneo A., Gilio M. A low frequency lamb-waves based structural health monitoring

of an aeronautical carbon fiber reinforced polymer composite // Journal of Acoustic Emission. 2014. V. 32.

P. 1—20.

4. Ljets D. Acoustic emission location in composite aircraft structures using modal analysis. University of

Glamorgan, 2011. 163 p.

5. Beckermann G. Nanofibre veils for high-perfomance composites // Insight. 2016. № 102. P. 39—42.

6. Барсук В.Е., Степанова Л.Н., Кабанов С.И. Акустико-эмиссионный контроль дефектов при ста-

тических испытаниях конструкции композиционного самолета // Контроль. Диагностика. 2018. № 4.

С. 14—19.

7. Барсук В.Е., Анохин Г.Г., Степанова Л.Н., Чернова В.В. Прочностные испытания элементов ави-

ационных конструкций из углепластика с использованием метода акустической эмиссии и тензометрии

// Полет. 2016. № 7. С. 53—60.

8. Зорин В.А. Опыт применения композиционных материалов в изделиях авиационной и ракетно-

космической техники. (Обзор) // Конструкции из композиционных материалов. 2011. № 4. С. 44—59.

9. Гайдачук В.Е., Коваленко В.А. Уровни дефектов структуры в изделиях из композиционных мате-

риалов, возникающих в процессе их производства // Авиационно-космическая техника и технология.

2012. № 6 (93). С. 5—12.

10. Троицкий В.А., Карманов М.И., Троицкая Н.В. Неразрушающий контроль качества композицион-

ных материалов // Техническая диагностика и неразрушающий контроль. 2014. № 3. С. 29—33.

Дефектоскопия

№ 8

2020

Статические испытания кессона композиционного крыла самолета...

11. Панин С.В., Бурков М.В., Бяков А.В., Любутин П.С., Хижняк С.А. Стадийность локализованной

деформации при растяжении образцов из углерод-углеродного композиционного материала с отвер-

стиями различного диаметра по данным акустоэмиссии, картирования деформации на поверхности и

тензометрии // Дефектоскопия. 2012. № 10. С. 57—70.

12. Sause Markus G.R. Acoustic emission signal propagation in damaged composite structures // Journal

of Acoustic Emission. 2013. V. 31. P. 1—18.

13. Gorman M. Modal AE analysis of fracture and failure in composite materials, and life of high composite

pressure vessels // Journal of Acoustic Emission. 2011. V. 29. P. 1—28.

14. Степанова Л.Н., Батаев В.А., Чернова В.В. Исследование разрушения образцов из углепластика

при статическом нагружении с использованием методов акустической эмиссии и фрактографии // Де-

фектоскопия. 2017. № 6. С. 26—33.

15. Hill E., Foti C., Leung N. Neural network burst pressure prediction in tall graphite-epoxy pressure

vessels from acoustic emission data // Journal of Acoustic Emission. 2012. V. 30. P. 167—179.

16. Панин С.В., Бурков М.В., Любутин П.С., Алтухов Ю.А., Хижняк С.А. Применение датчиков

деформации интегрального типа для оценки усталостной поврежденности углеродных композитов //

Дефектоскопия. 2014. № 5. С. 48—59.

17. Серьезнов А.Н., Степанова Л.Н., Кабанов С.И. и др. Тензометрия в транспортном машиностро-

ении. Новосибирск: Наука, 2014. 272 с.

18. Степанова Л.Н., Батаев В.А., Лапердина Н.А., Чернова В.В. Акустико-эмиссионный способ

определения типа дефекта структуры образца из углепластика / Патент 2 676 209 РФ, МПК G 01

N 29/14. Заявитель и патентообладатель Сибирский государственный университет путей сообщений.

№ 2017145888. Заявл. 25.12.2017; опубл. 26.12.2018. Бюл. № 10. 17 с.

19. Раскутин А.Е. Российские полимерные композиционные материалы нового поколения, их осво-

ение и внедрение в перспективных разрабатываемых конструкциях // Авиационные материалы и тех-

нологии. 2017. № 5. С. 349—367.

20. Степанова Л.Н., Чернова В.В., Рамазанов И.С. Использование методов кластеризации для об-

работки акустико-эмиссионной информации // Контроль. Диагностика. 2019. № 8. С. 21—21.

21. Батаев В.А., Степанова Л.Н., Лапердина Н.А., Чернова В.В. Акустико-эмиссионный контроль

ранней стадии развития дефектов при статическом нагружении образцов из углепластика // Контроль.

Диагностика. 2018. № 8. С. 14—21.

Дефектоскопия

№ 8

2020