ПРОБЛЕМЫ МАШИНОСТРОЕНИЯ И НАДЕЖНОСТИ МАШИН
№ 6, 2013
ТЕХНОГЕННАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ МАШИН И КОНСТРУКЦИЙ
УДК 629.7.015.4:539.43
© 2013 г. Нестеренко Г.И.
ДОПУСТИМОСТЬ ПОВРЕЖДЕНИЯ КОНСТРУКЦИЙ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ
Приведены основные результаты исследования в области эксплуатационной живучести самолетных конструкций, выполненные в НИО-18 ЦАГИ за период 1970-2012 гг.
В современных отечественных и зарубежных Нормах основным принципом обеспечения безопасности эксплуатации конструкций самолетов является допустимость повреждения (живучесть). Допустимость повреждения — свойство конструкции сохранять безопасность при наличии усталостных, коррозионных и случайных повреждений. Этот принцип включает в себя безопасность разрушения (fail-safe) и допустимость повреждения (damage tolerance). Отечественная (СССР) и зарубежная (США) методологии разрабатывались параллельно. Анализ и сравнение этих двух методологий изложен в работе [11]. Отечественная методология была разработана в ЦАГИ при сотрудничестве с конструкторскими бюро О.К. Антонова, В.С. Ильюшина, А.Н. Туполева, А.С. Яковлева, с исследовательскими институтами ВИАМ, ГосНИИГА, Сиб-НИА. Анализировались опубликованные работы в области живучести конструкций самолетов У. Горансона (Боинг), Т. Свифта (Дуглас, FAA США), Г.Ю. Шмидта (Эйр-бас), в области линейной механики разрушения работы Д. Броека (Дельфтский технологический университет, Нидерланды), Ж. Скайве (Дельфтский технологический университет, Нидерланды). С.И. Кишкиной (ВИАМ), Н.А. Махутова (ИМАШ РАН), Е.М. Морозова (МИФИ), В.В. Панасюка (Львовский физико-механический институт) и др. В данной работе изложена методология живучести конструкций самолетов, разработанная в ЦАГИ, являющимся головным институтом авиационной отрасли СССР и России.
В НИО-18 ЦАГИ была создана система обеспечения эксплуатационной живучести конструкций пассажирских (транспортных) самолетов на стадиях проектирования и эксплуатации. Эта система предназначена для повышения уровня безопасности планера самолета по условиям прочности за счет осмотров наряду с увеличением ресурса в 1,5—2,0 раза по сравнению с безопасным ресурсом (safe-life).
Подробный обзор решения задач этой системы за периоды 1963—1993 гг. и 1993—2003 гг. с перечнем основных исполнителей изложен в [2, 3]. В настоящей статье изложен анализ результатов основных научных исследований в НИО-18 в области живучести за эти периоды и в последующие годы.
В середине 60-х годов в НИО-18 начинает развиваться новое направление исследования усталости авиаматериалов — изучение закономерности роста усталостных трещин. Эксперименты проводились на сравнительно узких (шириной до 100 мм) плоских образцах с центральной сквозной трещиной. В [4] был проведен большой объем исследований на образцах из различных алюминиевых сплавов при регулярных (синусоидальных) напряжениях. Для получения количественной характеристики роста усталостных трещин в начале 70-х годов начинает применяться критерий линейной механики разрушения — коэффициент интенсивности напряжений [5]. В этот период исследования было показано, что действительная длительность роста трещин в самолетных конструкциях, работающих при нерегулярных нагрузках, может в 1,5—5 раз превышать вычисленную путем линейного суммирования. Для учета торможения роста трещин при нерегулярных напряжениях в начале 70-х годов была предложена модель, в которой вводится экспериментально определяемый коэффициент торможения [6].
В тот же период под руководством А.Ф. Селихова разрабатывается статистический метод определения характеристик развития усталостных трещин в элементах авиационных конструкций по данным эксплуатации [7]. Определенные таким методом зависимости длительности роста трещин от величины наработки самолета учитывают влияние различных эксплуатационных факторов, в том числе и нерегулярное нагруже-ние.
В 90-е годы разрабатываются модели трещиностойкости алюминиевых сплавов с малыми трещинами (угловыми трещинами у отверстий) [8].
Исследования эксплуатационной живучести натурных конструкций самолетов начались в ЦАГИ и в НИО-18 фактически после катастрофы пассажирского самолета Ан-10А в 1972 году из-за многоочаговых усталостных трещин в нижних панелях центроплана. Катастрофа самолета Ан-10А показала необходимость введения требований живучести планера в отечественные нормы летной годности самолетов, внедрения принципов живучести на этапах проектирования и эксплуатации самолетов. Эти задачи были решены под общим руководством заместителя директора ЦАГИ член-корр. РАН А.Ф. Селихова.
Основным автором разработанной методологии эксплуатационной живучести конструкций самолетов является Г.И. Нестеренко.
По материалам этой работы он защитил в ЦАГИ докторскую диссертацию (1988 г.), удостоен Государственной премии СССР (1989 г.), лауреат первой премии и золотой медали имени Н.Е. Жуковского (1995 г.), лауреат премии Правительства Российской Федерации в области науки и техники за "Комплекс исследований и внедрение эффективной концепции поддержания летной годности самолетов Ан-124-100 по условиям ресурса и срока службы до 10 000 полетов, 50 000 летных часов, и 45 лет, обеспечивших длительное мировое лидерство в перевозке сверхтяжелых грузов" (2012 г.).
Основные научные результаты этой методологии следующие [9]:
Проведен всесторонний анализ результатов зарубежных исследований в области живучести самолетных конструкций [10].
Показано, что трещиностойкость отечественных алюминиевых сплавов, выпускаемых в 70-е годы, ниже по сравнению с зарубежными аналогами.
Основным фактором, влияющим на трещиностойкость материалов, является процентное содержание примесей кремния и железа. В отечественных сплавах содержание этих примесей составляет 0,3—0,4%, в зарубежных 0,05—0,09% [9]. Повышение трещиностойкости отечественных сплавов до требуемого уровня может быть достигнуто за счет уменьшения их процентного содержания. Эта задача была решена в результате разработки и внедрения в отечественной металлургии в 80-е годы Системы управления качеством авиационных материалов (СУПРАКАМ) [11].
На основе анализа наиболее неблагоприятных усталостных повреждений натурных конструкций и регламентов технического обслуживания самолетов определены основные критерии живучести — регламентированные размеры повреждений и требуемые длительности роста трещин от начальных до регламентированных размеров [12, 13].
4 ПМ и нм, № 6
97
х F2 \ \ F^
а
Рис. 1. Построение принципа расчета остаточной прочности составных конструкций с одиночными и многоочаговыми усталостными повреждениями: ОС — остаточная прочность конструкции; БЗ — безопасная зона; 1 — разрушение первого, 2 — разрушение второго, 3 — разрушение третьего, 4 — разрушение четвертого элемента; P2a =о — прочность неповрежденной конструкции, Fо — площадь неповрежденной конструкции
а
г : F2 : Fз : Fi =
= 1 : 5 : 1 : 3
Высокая надежность конструкции крыла обеспечивается в том случае, когда одновременно удовлетворяются требования к живучести в условиях многоочаговых повреждений отдельного составного элемента и многоочаговые повреждения сечения конструкции (при котором возникают одноочаговые трещины в нескольких составных элементах). Для обеспечения этого требования конструкция крыла должна сохранять прочность при эксплуатационной нагрузке Р при полном разрушении одной из панелей и отсутствии трещин в остальных панелях, а также двухпролетной трещине в обшивке с разрушенным стрингером в любой панели и отсутствии трещин в остальных панелях.
По аналогии с крылом для герметических фюзеляжей за допустимые повреждения рекомендовано принимать двухпролетную трещину в обшивке с разрушенным посредине шпангоутом или стрингером. Эти критерии были обеспечены в конструкциях крыла и фюзеляжа самолетов Ил-96-300, Ан-124-100, Ту-204.
Для обеспечения экономически эффективной эксплуатации конструкций проектируемых перспективных самолетов целесообразно обеспечить периодичность осмотров по обнаружению трещин в обшивке под разрушенным стрингером 3000—5000 полетов [12, 13]. Стыки, которые имеют плохую дефектоскопичность, целесообразно проектировать по принципу безопасного ресурса [12]. Критерии обеспечения живучести конструкций на случай образования многоочаговых усталостных трещин включены в нормативные документы [14, 15].
Разработаны новые методы расчета остаточной прочности планера самолета, позволяющие оценивать остаточную прочность крыла и фюзеляжа с регламентированными повреждениями. Основными из них являются: расчет остаточной прочности составных конструкций с одиночными и многоочаговыми трещинами (рис. 1) [16], в отличие от общепринятой монотонной зависимости уменьшения остаточной прочности
ь
стр. 2
с = -4=
Ол/л а ' ! »
2,0 г 2а
Рис. 2. Поправочные коэффициенты С и в
для различных соотношений между 1,2 площадью стрингера и обшивки
стр2 О
3,0
составной конструкции с увеличением площади повреждения, в данной методике предложена ступенчатая зависимость конструкции; номограмма расчета напряжений в стрингере и коэффициента интенсивности напряжений в обшивке (рис. 2) [17]; расчет остаточной прочности (кольцевых напряжений) гермофюзеляжей от длины продольной трещины в обшивке под разрушенным шпангоутом (различные конструкции шпангоутов) (рис. 3) [18].
Обобщены расчетно-экспериментальные исследования длительности роста усталостных трещин в конструкциях отечественных и зарубежных самолетов. С использованием линейной механики разрушения разработана методика расчета скорости их роста в самолетных конструкциях, позволяющая определять длительность роста трещин от начальных до регламентированных размеров [18], (рис. 4) [19].
На основе проведенных расчетно-экспериментальных исследований обоснованы в начале 80-х годов требования к трещиностойкости перспективных алюминиевых
сплавов: вязкость разрушения обшивки КС = 140—150 МПа 4м на образцах шириной
1200 мм, [17, 13], скорость роста трещин йа/йИ = 0,001 мм/цикл при ДК = 31 МПа 4м [13]. Такие значения трещиностойкости достигнуты в современных алюминиевых сплавах 1161Т, 1163Т, С433-Т39, 2524-Т3 с пониженным процен
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.