ПРОБЛЕМЫ МАШИНОСТРОЕНИЯ И НАДЕЖНОСТИ МАШИН
№ 2, 2013
УДК 629.7.015.4
© 2013 г. Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И.
ДОПУСТИМЫЕ НАПРЯЖЕНИЯ В КОНСТРУКЦИЯХ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ ИЗ УСЛОВИЙ УСТАЛОСТИ И ДОПУСТИМОСТИ ПОВРЕЖДЕНИЯ
Приведено обоснование допустимых напряжений в конструкциях крыла и фюзеляжа пассажирских (транспортных) самолетов из условий обеспечения усталости, безопасности разрушения и допустимости повреждения. Допустимые напряжения по усталости определены для обеспечения ресурсов современных самолетов. Допустимые напряжения по безопасности разрушения определены для обеспечения нормируемой остаточной прочности конструкций с регламентированными повреждениями. Допустимые напряжения по допустимости повреждения определены из условия обеспечения экономически эффективной периодичности осмотров.
Проблема одновременного обеспечения надежности, высокой долговечности, минимального веса и экономической эффективности эксплуатации конструкций пассажирских самолетов является одной из основных проблем современного самолетостроения. Опыт создания и эксплуатации гражданских самолетов СССР и России, накопленный за 50 лет, показал, что для решения этой проблемы необходимо проектировать конструкции самолетов, руководствуясь тремя концепциями [1]. Регулярные продольные стыки панелей крыла и продольные стыки обшивки фюзеляжа следует проектировать по принципу безопасного ресурса (safe-life). В остальных основных силовых элементах (PSE) планера должны обеспечиваться одновременно принципы безопасности разрушения (fail-safe) и допустимости повреждения (damage tolerance). В настоящей работе представлено обоснование допустимых значений напряжений в конструкциях современных транспортных самолетов из усовершенствованных алюминиевых сплавов из условия обеспечения указанных трех принципов.
1. Безопасный ресурс (safe-life). Ресурс конструкций самолетов ограничивается в большинстве случаев усталостью продольных стыков панелей нижней поверхности крыла и продольных стыков внахлест обшивки фюзеляжа. В них образуются трудно контролируемые многоочаговые трещины. В настоящей статье допустимые напряжения по условиям усталости и безопасного ресурса в этих стыках определены по экспериментальным данным, полученным при испытаниях полномасштабных конструкций самолетов (рис. 1, 2) [2, 3]. В работах [2, 3] приведен перечень работ по экспериментальным данным самолетов Airbus и Boeing.
При обосновании допустимых напряжений по условиям усталости приняты следующие величины проектных ресурсов самолетов: 20 000 полетов для дальних широкофюзеляжных самолетов; 60 000 полетов для среднемагистральных узкофюзеляжных самолетов.
Зависимости минимальных значений ресурсов на рис. 1, 2 определены приближенно по нижним границам экспериментальных данных.
Крыло. Допустимые напряжения в крыле по условиям усталости определены для нижней поверхности крыла. Верхняя поверхность крыла не рассматривалась в связи c
200
8 105 2 Т, полеты
Рис. 1
ДРЛД МПа
120
6 8 1 05 2 4 6
Т, наддув гермофюзеляжей (полеты)
Рис. 2. Усталость продольных стыков обшивки гермофюзеляжей и стандартных образцов с Х1 = 2,6, й/Ж = 1/6
тем, что величины напряжений и материалы верхней поверхности крыла из алюминиевых сплавов определяются из условия обеспечения статической прочности при сжатии. В конструкциях современных транспортных самолетов для обшивки верхней поверхности крыла применяются высокопрочные алюминиевые сплавы 7055-Т7751, В95очТ2, В96ц-3пчТ12, допускающие расчетные напряжения при сжатии (—420)— -(-480) МПа.
2 ПМ и НМ, № 2
33
Рассмотренные в настоящей статье положения не распространяются на конструкции из композитных материалов.
На рис. 1 представлены экспериментальные данные по усталости продольных стыков панелей натурных конструкций нижней поверхности крыла из отечественных сплавов Д16Т, Д16чТ, 1163Т, 1163Т7 и зарубежных 2024-Т351, 2224-Т351, 2324-Т39. Там же нанесены средние значения усталости стандартных образцов в виде полосы с отверстием из прессованных панелей Д16чТ при коэффициенте асимметрии Я = 0;
к = 2.6; й/Ш = 1/6.
Эквивалентные растягивающие напряжения брутто стэкв являются максимальными напряжениями стшах одного отнулевого цикла (Я = 0), создающего такое же усталостное повреждение, как и все переменные циклы напряжений за один полет самолета. Каждый цикл напряжений при Я Ф 0 пересчитывается в отнулевой цикл (Я = 0) по формуле
J2
(1)
где стш, стшах — амплитуда и максимальные значения напряжений.
Максимальные напряжения отнулевого цикла стэкв определяются по формуле
°экв = m X ^ (2)
где m — показатель степени кривой усталости; в расчетах принято m = 4.
Из рис. 1 следует, что проектные ресурсы 20000 полетов для дальних широкофюзеляжных самолетов обеспечиваются при стэкв > 200 МПа и 60 000 полетов при стэкв > 140 МПа для среднемагистральных узкофюзеляжных самолетов. Из опыта известно, что величины эквивалентных стэкв и расчетных напряжений стр при расчетной статистической нагрузке связаны соотношением
аЭкв * 0.45стр. (3)
Следовательно, из условий обеспечения усталости регулярных зон продольных стыков панелей и лонжеронов величины расчетных напряжений в нижней поверхности крыла не должны превышать стр = 440 МПа для широкофюзеляжных самолетов и стр = 320 МПа для среднемагистральных узкофюзеляжных самолетов.
Следует отметить, что минимальные значения ресурсов Tmin на рис. 1 определены по экспериментальным данным, полученным при испытаниях самолетов блочными программами нагружения. При испытаниях самолетов квазислучайными программами значения ресурсов могут быть больше.
Фюзеляж. Усталость продольных стыков обшивки герметических фюзеляжей определяется, в основном, величиной окружных напряжений от избыточного давления в герметической кабине. На рис. 2 представлены экспериментальные данные по зависимости ресурсов в полетах T от величины окружных напряжений ст = APR/t, где AP — рабочее избыточное давление, R — радиус фюзеляжа, t — толщина обшивки. Материалы обшивки отечественных фюзеляжей Д16АТВ, Д16чАТВ, 1163АТВ и зарубежных 2024-Т3. В конструкциях фюзеляжей (рис. 2) применены обшивки из плакированных листов Д16чТ, не подвергавшихся механической или химической фрезеровке с целью уменьшения веса.
На рис. 2 приведена нижняя граница зависимости ресурса от окружных напряжений в обшивке. Из этой зависимости следует, что ресурс широкофюзеляжных самолетов 20000 полетов обеспечивается при окружных напряжениях APR/t * 120 МПа, а ресурс 60000 полетов среднемагистральных самолетов — при окружных напряжениях APR/t * 85 МПа. Одним из способов увеличения допустимых напряжений по услови-
ст
°i
n
KR, МПа„/м
250
150
50
1441РТ1 лист 1,8 (ДП); В-1469Т1 лист 1,8 (ДП);
■ 2524-Т1 лист 2,0 (ДП);
■ 1163АТВ лист 1,2 (ДП);
Кус = 114, 96 МПа,^
Кус = 97,06 K = 181,38 — К = 156,19
1163РДТВ лист 1,8-2,0 (ДП); К ■ 2024-Т3 лист 2,0 (ДП); К 1163Т плита (ДП); Ky
| В95оч плита (ДП);
170,91 156,59 160,43 163,4
20 40
60
80
100
120 Да,
140
эфф>
Рис. 3. R-кривые фюзеляжных листов и крыльевых плит, испытанных с устранением потери устойчивости (buckling); ДП — долевое направление прокатки; KKC — условная вязкость разрушения
0
мм
ям усталости в продольных стыках обшивки является применение усовершенствованных заклепок с клеем. Однако применение клеезаклепочного соединения усложняет технологический процесс изготовления конструкций.
2. Безопасность разрушения (fail-safe). Для обеспечения концепции безопасности разрушения были определены допустимые напряжения из условия обеспечения остаточной прочности конструкции крыла и фюзеляжа с регламентированными повреждениями. Опыт показал, что основными регламентированными повреждениям являются двухпролетная трещина в обшивке с разрушенным подкрепляющим элементом (стрингером, шпангоутом) посредине трещины и однопролетная трещина в обшивке крыла с разрушенным поясом лонжерона.
Величины допустимых напряжений определялись путем расчетов, подтвержденных экспериментами на полномасштабных конструкциях и подкрепленных панелях.
Расчеты остаточной прочности крыла и фюзеляжа с двухпролетными трещинами в обшивке под разрушенным центральным стрингером проводили с использованием разработанного метода ^-кривых [4].
В этих расчетах применяли расчетно-экспериментальные номограммы для определения коэффициентов интенсивности напряжений в обшивке K = cajna и напряжений в неповрежденных боковых стрингерах астр = Ра. ^-кривые материалов обшивок крыла и фюзеляжа были определены в экспериментах ЦАГИ [4] (рис. 3). Результаты расчетов остаточной прочности арас сравнивали с экспериментальными данными аэкс, приведенными в экспериментальных работах: [5] (монолитные и клепаные панели фюзеляжа Ил-86); [6] (клепаные панели фюзеляжа DC-10), [7] (монолитные и клепаные панели крыла Ан-124), [8] (крыло и фюзеляж Ту-334); [9] (крыло Ту-204).
Крыло. Сравнение расчетных арас и экспериментальных значений аэкс остаточной прочности (напряжение брутто а) в натурных конструкциях крыла и панелях представлено на рис. 4—6 и в табл. 1. Разработанный метод расчета с использованием ^-кривых обеспечивает точность расчетов остаточной прочности подкрепленных конструкций 3—7%. Результаты проведенных расчетно-экспериментальных исследований показали, что значения остаточной прочности клепаных и монолитных подкрепленных конструкций близки.
2* 35
К, МПал/м 200
120
40
2а
Г
а, МПа
300
220
1161
^стр/^общ = 0,9;
Ь = 130 мм; ? = 8 мм
200 250
350
140
а = а ■ ав 3 (аэфф) / Разр; /шение нгера 2 2
аэкс = 24 2\\ / стри ^ар = 23
а^-кри 1 вая
450 220 260
2аЭфф, мм
340
2аЭфф, мм
Рис. 4. Расчетные и экспериментальные значения остаточной прочности монолитной панели крыла самолета Ан-124
Ь
Значения остаточной прочности этих конструкций крыла с регламентированными повреждениями составляют 220—230 МПа. Следовательно, величины расчетных напряжений стр не должны превышать 330—345 МПа.
Этот уровень напряжений может быть увеличен на 10—20% в подкрепленных конструкциях с пластичной обшивкой из сплавов типа 1163Т и стрингерами из высокопрочных сплавов типа В96ц-3пчТ1
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.