Содержание к диссертации
ВВЕДЕНИЕ 5
I.ОБЗОР ИССЛЕДОВАНИЙ И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ДИССЕРТАЦИИ II
І.І.Поведение авиа конструкций при повышенной температуре II
1.1,1,Влияние температуры испытаний на сопротивление усталости
І.І.2.ВЛШШИЄ ползучести На сопротивление усталости 12
1,2.Развитие усталостных трещин 15
І.2.1.Общие положения 15
1,2.2.Линеиная механика разрушения 16
1,2.3,Скорость роста трещины 19
1.2.4.Развитие трещины при нерегулярном нагружении 23
1.3.Задачи исследования характеристик разрушения конструкционных титановых сплавов
І.3.1.Краткая характеристика титановых сплавов 28
1.3.2.Усталость и механика разрушения титановых сплавов
1.3.3.Задачи исследования 35
2.ГОСТАН0ВКА ЭКСПЕРИМЕНТА 38
2.1.Методика проведения испытаний 38
2.І.І.Обоснование программы испытаний 38
2.1.І.І.Коэффициент асимметрии нагрузки 38
2.1.1.2.Частота нагружения 39
2.1.1.3,Параметры температурно-силового нагружения 40
2.1,1.4.Объем испытаний 41
2.1.2.Характеристики материала 42
2.1.3.Конструкция образцов 47
2.1.3.1.Моделирование 47
2.1.3.2.Выполнение
2.1.4. эксперимента 51
2.1.5.Методика проведения эксперимента и первичной обработки данных
2.1.5.1.Испытания при регулярном нагружении 52
2.1.5.2.0бработка данных 54
2.1.5.3.Испытания нерегулярной нагрузкой 57
2.1.5.4.Обработка данных 59
2.2.Экспериментальная установка 61
2.2.1.Нагружавдее устройство 61
2.2.2.Конструкция печи 63
2.2.3.Система автоматического регулирования и контроля заданной температуры
2.2.4.Устройство для измерения длины трещины 72
3.АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТА 75
3.1.Долговечность поперечных образцов 75
3.1.I.Зависимость долговечности образца от температуры и напряжений
3.1.2.Статистический анализ 83
3.2.Кинетика разрушения образцов 90
3.2.1.Влияние повышенной температуры и напряжений 90
3.2.І.І.Зависимость скорости роста усталостной трещины от температуры испытаний и напряжений
3.2.2.Впияние температуры испытаний на величину критического коэффициента интенсивности напряжений
3.3.Влияние анизотропии 99
3.3. Долговечность продольных образцов 99
3.3.1.I.Зависимость долговечности образца от температуры и напряжений
3.3.1.2.Статистический анализ 104
3.3.2.Анизотропия разрушения образцов 107 Стр.
3.3.2Д.Зависимость скорости роста усталостной трещины в продольных образцах от температуры ,и напряжений
3.4.Влияние нерегулярности нагружения 121
3.5.Влияние вида трещины на характеристики разрушения 132
3.6.Результаты исследования 135
4.0ПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ДОЛГОВЕЧНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ 137
КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА
4.1.Статистические данные о нагружении планера самолета в условиях эксплуатации
4.1.I.Условия эксплуатации планера самолета 137
4.1.2.Моделирование эксплуатационного нагружения 138
4.2.Расчет характеристик сопротивления усталости 142
4.3.Определение характеристик живучести элемента конструкции
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ 150
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 152
ПРИЛОЖЕНИЕ
Введение к работе
Одним из наиболее важных факторов, обеспечивающих надежность летательного аппарата, является прочность конструкции планера самолета. В современном представлении под этим подразумевается не только статическая прочность, но и способность конструкции сопротивляться усталостному нагружению /1-3/.
Особенности работы конструкции планера сверхзвукового транспортного самолета (СТО) /4-7/ предъявляют ряд новых требований к его прочностным характеристикам /8-II/. Эти требования обусловлены более сложным и разнообразным спектром нагружения конструкции СТО. Разнообразие нагрузок как по величине, так и по длительности их действия комбинируются с режимом циклических нагреваний. В сходных условиях работают и детали конструкции дозвуковых самолетов в зоне нагрева от двигателя. По этим причинам в конструкциях самолетов применяются термопрочные материалы, в первую очередь - титановые сплавы. Опыт последних лет показал, что из-за высокой ,удельной прочности, устойчивости против коррозии и хороших технологических качеств титановые сплавы находят все более широкое ,применение и в термически не нагруженных конструкциях.
Достаточная прочность планера самолета должна быть обеспечена в течение всего его ресурса, который понимается как суммарная наработка в летных часах или в количестве полетов до предельного состояния. Предполагается, что ресурс планера как дозвукового самолета, так и СТС, должен составлять 30-50 тысяч летных часов.
При проектировании конструкции планера самолета нашли применение два основных принципа /12-14/:
- "безопасного ресурса", в течение которого в конструкции агрегата или узла не должно появляться разрушений. По истечению назначенного ресурса агрегат или узел заменяется независимо от его технического состояния;
- "безопасного повреждения" или "повышенной живучести" конструкции, при котором допускается эксплуатация агрегата или узла при наличии повреждений типа трещины. При этом остаточная прочность конструкции должна быть достаточной для безопасной эксплуатации до момента выявления повреждения.
Опыт эксплуатации современных дозвуковых самолетов /15/ и СТО "Конкорд" /16,17/ показывает, что более приемлемым с технической и экономической точки зрения является принцип "безопасного повреждения" /18/. В соответствии с ним, конструкция планера должна иметь достаточную прочность как на этапе зарождения усталостной трещины, так и в процессе её развития до размеров, обеспечивающих возможность надежного обнаружения трещины для последующего восстановления прочности поврежденного участка конструкции.
Для выполнения требований к усталости и живучести элементов конструкции планера необходимо наличие сведений о характеристиках усталостной долговечности и сопротивления разрушению образцов, изготовленных из тех же материалов и испытанных в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным.
Данная работа посвящена исследованию влияния факторов темпера ту рно-силовой нагруженности на характеристики сопротивления усталости и развития трещин в плоских элементах конструкции планера. Эксперименты проведены на образцах из титанового сплава ВТ20 в условиях, моделирующих работу этих элементов при нормальной и повышенных температурах.
Актуальной задачей является разработка общих принципов и методики испытания плоских образцов в сложных условиях температурно-силового нагружения с целью получения количественных закономерностей влияния указанных факторов на характеристики разрушения, необходимых для построения расчетных методов. Целью работы является определение расчетно-экспериментальных зависимостей, позволяющих получить необходимые для оценки эксплуатационной прочности элементов конструкции из титановых сплавов характеристики зарождения и развития усталостных трещин в условиях действия переменных нагрузок, нормальной и повышенных температур.
Метода исследования. Поставленные задачи решаются путем экспериментального определения характеристик разрушения образцов-моделей конструкции. Для обработки и интерпретации экспериментальных данных используются современные представления механики разрушения о появлении и росте усталостных трещин, ЭЦВМ и аппарат математической статистики.
Научная новизна
I.Выдвинута и экспериментально реализована методология лабораторного моделирования процесса температурно-силового воздействия на элементы авиаконструкций из титанового сплава с целью получения оценок их усталостной долговечности и живучести при нормальной и повышенных температурах.
2.Создана экспериментальная установка, позволяющая проводить усталостные испытания в диапазоне нагрузок и температур, соответствующих условиям эксплуатации современных и перспективных самолетов гражданской авиации.
3.Исследованы закономерности зарождения и развития усталостного разрушения образцов-моделей, имитирующих плоские элементы конструкций из сплава ВТ20, при лабораторной реализации процесса нагружения и нагрева.
4.Исследованы закономерности роста усталостных трещин в условиях действия нерегулярной циклической нагрузки при различных значениях перегрузки, длины трещины и температуры испытания.
5.Получены расчетно-экспериментальные зависимости влияния факторов температурно-силевого воздействия на сопротивление усталости и живучесть элементов конструкций.
На защиту выносится:
I.Методика проведения лабораторного эксперимента при моделировании реальных эксплуатационных условий нагружения конструкции.
2.Экспериментально установленные закономерности зарождения и развития усталостных трещин в условиях воздействия регулярных и нерегулярных циклических нагрузок при нормальной и повышенных температурах.
3.Методика применения полученных зависимостей для прогнозирующих расчетов долговечности и живучести элементов конструкций.
Практическое значение работы.
I.Расчетно-экспериментальные зависимости, позволяющие прогнозировать зарождение и развитие усталостных трещин в условиях нерегулярного нагружения с учетом действия температурного фактора могут быть использованы при проектировании, планировании и проведении натурных испытаний авиаконструкций, изготовленных из ВТ20, а также при интерпретации результатов этих испытаний.
2.Полученные характеристики живучести листовых элементов конструкций дозвуковых и сверхзвуковых самолетов из ВТ20 могут быть использованы при уточнении периодичности осмотров конструкций, работающих в условиях, аналогичных исследованным.
З.Материалы проведенных исследований использованы при разработке методики применения автоматизированной системы расчета характеристик усталостной прочности и живучести, разработанной по заказу ГОС НИИ ГА.
Апробация работы. Результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались:
I.Ha первой научно-технической конференции молодых ученых РКИИ ГА, Рига, апрель 1980 г. 2.На Всесоюзной научно-технической конференции "Совершенствование эксплуатации и ремонта корпусов судов", Калининград, октябрь 1981 г.
З.На научно-технических семинарах кафедр "Конструкции и прочности летательных аппаратов" - КИИ ГА, Киев, июнь 1983 г., "Летательных аппаратов" - Иркутский филиал КИИ ГА, Иркутск, январь 1984 г.
Основное содержание диссертации опубликовано в следующих работах:
І.Забобин В.В. Экспериментальное исследование усталостной долговечности плоских элементов конструкции планера сверхзвукового транспортного самолета в условиях ползучести. - В кн.: Тезисы докладов I научно-технической конференции молодых ученых РКИИ ГА, Рига, 1980, с.7.
2.3абобин В.В. Влияние повышенной температуры на кинетику разрушения образцов из сплава АКЧ-ІТІ. - Науч.тр./Моск.ин-т инж. ГА, 1980. Динамика, выносливость и надежность авиационных конструкций и систем, с.54-56.
3.Разработка технических требований к конструкциям перспективных и модифицированных самолетов ГА в отношении усталостной прочности и живучести, а также рекомендаций по прогнозированию слабых мест конструкции (на этапах их испытания и внедрения на линиях ГА. Отчет по НИР, г.р.76087376, инв.№ Б937876, РКИИ ГА, Рига, 1980, 127 с. (соавторы: Дцанович Н.Н., Кирдюк A.M., Козе-нец В.В., Павелко В.П.).
4.3абобин В.В.,Миртов К.Д. 0 влиянии нестационарности нагру-жения на рост усталостных трещин. - В кн.:Тезисы докладов на II научно-технической конференции "Совершенствование эксплуатации и ремонта корпусов судов", Калининград, 1981, с.181-182.
б.Забобин В.В. Исследование влияния повышенной температуры на скорость роста усталостной трещины в образцах из титанового сплава ВТ20. - Меквуз. темат, сб. науч. тр./ Моск.ин-т инж.ГА, 1981. Расчетные и экспериментальные методы оценки эксплуатационной прочности конструкций летательных аппаратов, с.30-33.
б.Забобин В.В.,Миртов К.Д. Торможение развития трещины при нестационарном циклическом нагружении. - Межвуз. темат. сб. науч. тр./ Моск.ин-т инж. ГА, 1982. Динамика и механика поврежденных авиационных конструкций, с.60-64.
