Содержание к диссертации
Введение
1. Обзор методов и средств исследования усталостной долговечности и определения ресурсных характеристик авиационных конструкций 11
1.1.Обоснование, порядок и объём исследований при отработке ресурсных характеристик конструкции современного пассажирского самолёта 11
1.2. Методы расчётных исследований, расчётное моделирование на этапе ресурсных испытаний 16
1.3. Методы и средства ресурсных испытаний конструктивных образцов, натурных агрегатов и планера самолёта 22
1.4. Выводы по главе 1 34
2. Исследование ресурсных характеристик и отработка методических вопросов в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта 38
2.1. Расчётно-экспериментальные исследования усталостной прочности и живучести конструктивных образцов фюзеляжа, панелей и стыков крыла 38
2.2. Разработка базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, принцип «светофора» 59
2.3. Расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью уточнения их эквивалентности 65
2.4. Отработка методических вопросов создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта на опытном стенде 71
2.5. Выводы по главе 2 85
3. Исследования по разработке и созданию стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта 86
3.1. Концепция и особенности стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта 86
3.2. Обоснование и выбор элементов механической системы нагружения планера самолёта.
3.3. Исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации с целью обеспечения высокой скорости и безопасности нагружения самолётных конструкций 104
3.4. Выводы по главе 3.
Общий вид стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта. 116
4. Анализ нагруженности планера регионального самолёта в стенде ресурсных испытаний и эквивалентности условий испытаний заданным программным. Апробация разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний 119
4.1. Исследования по разработке системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта 119
4.2. Расчёт отклонений силовых факторов через усилия в точках приложения нагрузки, с учетом погрешностей систем 138
4.3. Оценка погрешности воспроизведения нагрузок в сечениях крыла 150
4.4. Выводы по главе 4 162
Заключение 165
Список использованных источников
- Методы расчётных исследований, расчётное моделирование на этапе ресурсных испытаний
- Разработка базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, принцип «светофора»
- Исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации с целью обеспечения высокой скорости и безопасности нагружения самолётных конструкций
- Расчёт отклонений силовых факторов через усилия в точках приложения нагрузки, с учетом погрешностей систем
Введение к работе
Актуальность работы. Достижение высокого уровня безопасности полётов гражданских самолётов невозможно без проведения сертификационных ресурсных испытаний натурных конструкций.
Исследование вопросов проведения и научного обоснования условий ресурсных испытаний, подходов к обоснованию моделирования спектров нагружения конструкции связано с трудами Российских ученых: С. И. Галкина, А. Ф. Селихова, К. С. Щербаня, В. Е. Стрижиуса, Э. И. Ожеховского, А. И. Блинова, В. В. Сулеменкова, В. П. Шунаева; зарубежных ученых: Jacoby G. H., Gassner E., Naumann E. C., Newman Jr. J. C., Schijve J. и других. Работы И. А. Одинга, В. Л. Райхера, В. Г. Лейбова посвящены вопросам определения эквивалентности нагружения, формирования программ испытаний, усталостной прочности металлов. Методам ресурсных испытаний посвящены работы Н. М. Пестова, М. И. Рябинова, А. Н. Серьезнова, В. И. Сабельникова, А. С. Синицина.
Несмотря на достигнутые успехи, сертификационные испытания натурной конструкции являются трудоёмкой задачей и требуют постоянной оптимизации и совершенствования методов и средств исследований в связи с появлением всё новых возможностей современной техники и изменением требований к ресурсным характеристикам самолётов.
Современные коммерческие самолёты имеют заявленный ресурс, достигающий 100 тысяч полетов, что в 2-3 раза больше, чем у самолётов предыдущего поколения. В соответствии с принципами безопасного повреждения для его подтверждения необходимо выполнить при сертификационных испытаниях не менее 200 тысяч лабораторных полетов. В последнее время стало возможным реализовывать спектры нагружения, максимально приближенные к реальной эксплуатации, и появились так называемые квазислучайные программы испытаний с большим количеством циклов в одном полётном блоке.
Поэтому огромное значение приобретает сокращение времени проведения всего комплекса работ по исследованию ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, что, в свою очередь, напрямую определяется степенью реализации новых современных методических и аппаратных наработок.
Конструкцию самолёта и испытательных стендов изначально невозможно сделать безупречными и в период испытаний возникают местные разрушения. Требуется оперативное вмешательство, анализ, доработка, иногда с остановками в течение очень длительного времени. Для сокращения времени простоев требуется совершенствование методов и средств, используемых при разработке испытательных стендов и методов анализа и принятия решений по доработкам конструкции самолётов.
Цель работы – совершенствование методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов; проведение исследований по созданию стенда натурных ресурсных испытаний планера пассажирского регионального самолёта нового поколения, отвечающего современным требованиям и уровню развития техники.
Научная новизна работы заключается в разработке стенда сертификационных ресурсных испытаний гражданского регионального самолёта нового поколения, включая:
– новую систему приложения нагрузки с уменьшенной погрешностью;
– гидроприводы двустороннего действия, реализующие новую концепцию «заморозки», независимого ограничения нагрузки и учёта погрешностей;
– усовершенствованную систему управления нагружением;
– новую систему анализа нагруженности, оценки погрешностей и эквивалентности реализованных параметров нагружения по отношению к программе испытаний.
Выносятся на защиту:
– расчетно-экспериментальные исследования образцов, панелей, элементов конструкции в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний конструкции планера самолета;
– концепция создания стенда натурных ресурсных испытаний планера регионального самолёта нового поколения;
– исследования по обоснованию создания системы нагружения крыла и агрегатов самолёта при испытаниях с жесткими рычажными системами с использованием новых силонагружателей, независимым от автоматической системы управления (АСУ) клапаном ограничения нагрузки;
– методика построения и алгоритмы, реализованные в системе расчета погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта;
– исследования по созданию базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта.
Обоснованность и достоверность решения поставленных задач подтверждаются:
– проверкой разработанных методик в опытном стенде;
– результатами апробации полученных методов и разработанных средств испытаний на работающем стенде ресурсных испытаний регионального самолёта.
Практическая ценность работы состоит в том, что полученные в ней результаты позволяют:
– наиболее полно реализовать современные аппаратные возможности и методические наработки при проведении натурных испытаний авиационных объектов;
– использовать наработки для дальнейшего совершенствования систем испытательных стендов, как существующих, так и перспективных;
– более корректно и правильно оценивать эквивалентность нагружения при натурных ресурсных испытаниях;
– внедрить в практику экспериментальных и расчетных исследований методики виртуального моделирования.
В результате проведенных исследований:
– более чем в 2 раза уменьшилось время создания стенда натурных испытаний;
– в 1,5…2 раза возросла скорость отработки программы испытаний;
– уменьшилась погрешность воспроизведения условий испытаний;
– увеличилась надежность и безопасность проведения натурных испытаний;
– получен инструмент оперативного анализа воспроизведенных условий испытаний по отношению к программным с учетом отклонений.
Это позволило впервые в практике предприятия в полном объёме аттестовать испытательные стенды по заданным параметрам погрешности нагружения, а также привело к снижению расходов при сертификации летательных аппаратов.
Результаты работы представлены в виде описаний, схем, формул, рисунков, таблиц, удобных для практического использования.
Реализация и внедрение результатов работы. Результаты настоящей диссертационной работы использованы ФГУП «СибНИА имени С. А. Чаплыгина», ЗАО «Гражданские самолёты Сухого», ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского, ОАО «ОКБ Сухого», АНТК Туполева, ОАО «НАЗ «Сокол» при решении целого ряда различных задач, связанных с разработкой стендов прочностных испытаний и расчетной оценкой усталостной прочности и живучести конструкций самолётов RRJ, Су–27, Су–30МКИ, Су– 80ГП, М–101Т, Ту–204 и др.
Апробация работы. Основные положения и результаты работы докладывались на юбилейной всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, СибНИА, Новосибирск, 2004 г.; VIII российско-китайской конференции, Сиань, 2006 г.; Всероссийской научно-
технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, Новосибирск: СибНИА, 2008 г.; Всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, Новосибирск, 2009 г.; XI российско-китайской конференции по фундаментальным проблемам аэродинамики, динамики полета, надежности и акустике, г. Жуковский, 2011 г. и др.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 15 печатных работ, 7 из которых в изданиях, рекомендованных ВАК РФ, получено 3 патента; основные положения доложены на 12 конференциях и семинарах, из которых 2 международных.
Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка использованных источников. Диссертация содержит 191 страницу, включая 30 таблиц, 128 рисунков и 1 приложение на 14 страницах, список использованных источников включает 101 наименование.
Методы расчётных исследований, расчётное моделирование на этапе ресурсных испытаний
На основании анализа материалов, представленных в [1–5, 7–12, 15, 16, 19–26, 31, 48, 54–58, 62, 64–68, 71, 78, 82, 83, 86, 92, 93, 95, 96, 99, 101] определены характерные особенности конструкций высокоресурсных самолётов, объекты, методы и средства исследований и испытаний.
На методические вопросы и объём исследований и испытаний конструкций магистральных самолётов огромное значение накладывает их совершенство с точки зрения ресурсных характеристик. В процессе создания авиационной техники постоянно идет оптимизация конструкции. Определяются опасные с точки зрения ресурса элементы конструкции, которые и требуют специальных исследований в процессе создания самолёта. Проведенный анализ выявил следующие типовые концентраторы напряжений.
Для крыла одним из основных концентраторов напряжений являются поперечные стыки нижних панелей между собой, в том числе и со стыковыми гребенками. Источниками концентрации напряжений здесь являются отверстия, нагруженные усилиями, передаваемыми болтами или заклепками [3, 6, 10–12, 16, 25, 32, 41, 43, 55, 58, 64, 68, 71, 76– 78, 80, 84, 86, 92, 93, 97, 101]. Из-за неравномерного распределения усилий между болтами или заклепками в многорядном шве крайний ряд отверстий обычно нагружен относительно больше, чем другие отверстия стыка, если не приняты конструктивные меры по выравниванию усилий. Выносливость поперечных стыков в значительной мере зависит также от местных изгибающих напряжений, вызванных наличием эксцентриситетов передачи нагрузки, наличием зенковки отверстий [10, 11, 12].
Другим основным концентратором напряжений являются многочисленные местные законцовки силовых элементов на обшивке панелей: различного рода подкладочных листов, внутренних и наружных накладок, стрингеров, кронштейнов [1, 3, 6, 7, 9–12, 16, 25, 43, 46, 47, 55, 64, 68, 71, 76, 80, 82, 92, 93]. Обычно в этом случае разрушается обшивка панели, причем первоначальная трещина возникает от крайних отверстий крепления элементов. Источником концентраторов напряжений здесь также являются отверстия, нагруженные болтами или заклепками. Из-за наличия эксцентриситетов передачи нагрузки в этих местах конструкции имеют место местные изгибные напряжения в обшивке, которые значительно снижают выносливость панели.
Третьим основным концентратором напряжений являются вырезы в панелях и стенках силовых элементов под различные люки и аппаратуру [1, 3, 11, 31, 44, 55, 59, 74, 84, 87, 92, 93]. Концентрация напряжений здесь может быть вызвана двумя факторами. Первым и основным фактором, вызывающим разрушения по данному месту, является более высокий уровень местных напряжений по сравнению с общей напряженностью в регулярной зоне панели. Это чаще всего вызвано недостаточным подкреплением панели в зоне выреза. В этом случае трещина в обшивке или стенке развивается от контура выреза, если нет на контуре дополнительных концентратов напряжений. Вторым фактором разрушения по вырезам является наличие дополнительной концентрации напряжений по его контуру, вызванной его формой, например тем, что вырез имеет прямоугольную форму с малым радиусом скругления по углам. В этом случае трещина в обшивке развивается от углов контура выреза. На практике оба этих фактора могут действовать одновременно. Кроме того могут иметься отверстия и крепеж по контуру.
Наиболее ответственным элементом, ресурс которого определяет ресурс всего планера, является фюзеляж: типовые шпангоуты, стрингеры и их соединения между собой и обшивкой, продольные и поперечные стыки обшивок и панелей, вырезы под иллюминаторы. На основании материалов, представленных в [1, 2, 7, 8, 10–12, 43, 46, 47, 59, 65, 68, 71, 73, 76, 77, 91–93] проведен обзор и выявлены характерные особенности конструкций фюзеляжей и их развитие. В [10] отмечено, что для конструкции герметичного фюзеляжа современного самолёта, первичным, определяющим облик конструкции, является требование обеспечения нормированных показателей живучести. Высокая располагаемая наработка конструкции сама по себе соответствия новым нормам не обеспечивает. Традиционные конструкции отечественных самолётов при достаточно высоких показателях ресурса и надежности всем новым требованиям не удовлетворяют. Требуются другие подходы. Однако задачи обеспечения ресурса, как и известные методы их решения, остаются актуальными.
Анализ полученных результатов испытаний герметичных фюзеляжей [46] позволяет сделать вывод, что все разрушения в фюзеляже вызваны, в основном, действием циклического избыточного давления. Большое количество таких разрушений выявляются на гермошпангоутах и гермоднищах, трещины в которых возникают в районе сочленения со стрингерами обшивки фюзеляжа и в вертикальных и горизонтальных плоских стенках, а также в усиливающих элементах, расположенных в виде лучей. На практике необходимо снижать уровень напряжений в лучах и местах их заделки с оболочкой фюзеляжа. Часто отмечаются разрушения обшивки в углах вырезов под люки и двери из-за недостаточного подкрепления выреза.
Недостаточная выносливость крышек люков и дверей является причиной появления трещин в их обшивке обычно в местах окончания профилей каркаса, где действуют более высокие напряжения. Эти разрушения опасны, т.к. могут привести к разгерметизации и требуют повышенного внимания в эксплуатации.
К основным производственным дефектам, которые влияют на усталостную прочность испытываемых агрегатов, относятся следующие: – занижение временного сопротивления ряда силовых деталей из-за изготовления их из незакаленного материала или нарушения режимов их термообработки; – нарушение технологии клепки – использование заклепок меньшего диаметра, другого материала и формы, ослаблении силового заклепочного шва креплением анкерных гаек, постановкой заклепок в край листа и изменением шага швов; – нарушение технологии сварки и литья силовых деталей и узлов – непровар швов, раковины в литье, пережог тонких соединений и др.; – нарушение технологии сборки – перенатяжение при монтаже болтов стыковых узлов, отсутствие фасок в стыковых отверстиях, сверление отверстий значительно больших размеров, чем по чертежу.
Перечисленные концентраторы с большой степенью вероятности проявляются в конструкции всех современных магистральных самолётов. Они и учитываются при определении особо ответственных элементов конструкции (ООЭ) в процессе конструирования планера самолёта, при выборе технологии изготовления и, особенно, при отработке ресурсных характеристик, определяя объём исследований. 1.1.4 В соответствии с требованиями [1] в настоящее время обеспечение прочности конструкций самолётов требует проведения расчётных и экспериментальных работ на всех этапах жизненного цикла вплоть до списания.
Разработка базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, принцип «светофора»
В результате выполнения расчётного исследования напряженно-деформированного состояния образца верхней панели фюзеляжа регионального самолёта при нагружении в испытательном стенде, установлено: – напряженное состояние зачетной зоны образца, ограниченное шпангоутами 2 – 8 и стрингерами 5–1, 49 – 57, соответствует заданным в Программе испытаний параметрам; – в зоне краев образца имеются очаги повышенных напряжений, обусловленные особенностями конструкции образца и схемы закрепления и нагружения его в стенде.
Полученные предварительные результаты использованы при идентификации модели по данным экспериментального исследования напряженного состояния образца в стенде, предложены конструктивные решения по доработке образца.
Выполняемые таким образом упреждающие расчёты позволили, несмотря на перегруженность захватной части своевременно проводить осмотры и ремонты и довести ресурс панели до заданного. Наработка этого образца составила более 110 000 программных циклов наддува с растяжением.
Одним из результатов, расчётно–экспериментальных исследований образцов и элементов конструкции регионального самолёта и анализа конструктивно–силовых схем (КСС) фюзеляжей современных высокоресурсных самолётов, явилась разработка конструкторской документации на опытный отсек фюзеляжа перспективного регионального пассажирского самолёта с учетом опыта проектирования современных пассажирских самолётов и технологических возможностей серийного производства [46] (рисунок 2.11). Подобраны полуфабрикаты и материалы для силовых элементов. Подобраны размеры поперечных сечений силовых элементов под спектр нагрузок конструкции– прототипа отсек Ф4 фюзеляжа регионального самолёта на 95 пассажиров. Проработаны параметры конструкции в зонах нерегулярных участков (стыков, вырезов под окна). Выполнен поверочный расчёт на статическую прочность, усталость и живучесть отсека. Разработана электронная модель отсека в системе CATIA [100].
Согласно расчётным оценкам принятые конструктивные решения обеспечивают отработку отсеком 350 000 полетов при минимальных весовых затратах, технологичны, удовлетворяют требованиям АП-25 по остаточной прочности при регламентированных повреждениях, учитывают требования по коррозионной стойкости. Рисунок 2.11 – Электронная модель отсека, разработанная в CATIA
Нижняя поверхность кессона центроплана состоит из 3–х панелей. По передней панели по результатам расчётов проблем не ожидалось. В ней нет крупных концентраторов, а напряжения в сечении по хорде самые низкие.
В средней панели есть два больших технологических выреза и два прерванных стрингера. Их долговечность исследовалась на образцах. Разрушались образцы по галтели в месте перехода толщины обшивки. При нанесении результатов испытаний на кривую усталости стандартного образца с отверстием для плиты, из которой изготовлена обшивка, определен Кэф = 3,76. Для высоко ресурсной конструкции нужно обеспечить Кэф = 3…3,3. Было смоделировано напряженное состояние образца и реальной панели – она несколько отличается по конфигурации подкрепления. Выяснилось, что в реальной панели есть участок галтели с концентрацией напряжений, близкой по уровню к концентрации напряжений в образце. По результатам расчётов рекомендовано увеличить толщину обшивки в месте концентрации напряжений. В таком варианте удается достичь Кэф = 3,3. Рисунок 2.12 – Панели крыла с люками под топливную аппаратуру
Задняя панель имеет серию вырезов под агрегаты топливной аппаратуры. Испытания образцов этой панели показали, что трещины возникали от отверстий крепления фитинга, где по данным эксперимента Кэф = 5,66. По данным тензометрии высокий уровень напряжений был отмечен и на краях выреза Kт = 2,0. По результатам расчётов на кромке выреза Кт = 2,89. На кромке критического в испытаниях отверстия в обшивке Кт = 5,92. Высокий уровень концентрации объясняется изгибом обшивки вследствие эксцентриситета, высокой нагрузкой на крепежные отверстия и недостаточной компенсацией вырезов. Судя по эмпирической зависимости Кэф от площади поперечного сечения панели в сечении по вырезу на кромках вырезов можно ожидать Кэф = 4,5. Элементы с низкими расчётными оценками были испытаны. Для этого отремонтировали образец панели и продолжили испытания. Были получены усталостные трещины от кромок вырезов. По данным эксперимента Кэф оказался равным 4,67. По расчётным оценкам реальной панели, концентрация напряжений в ней осталась примерно такой же, что и в образце. Предложен вариант усиления панели в серии, позволяющий снизить концентрацию напряжений в потенциально критических местах (таблица рисунка 2.12). По крепежным отверстиям дополнительно предложено ввести дорнирование отверстий по современной технологии, дающей стабильное качество операции упрочнения. По расчётным оценкам этих мер будет достаточно для достижения проектных значений по наработке конструкции в испытаниях и эксплуатации.
Исследовались образцы стыка нижних панелей крыла и центроплана трех типов (рисунок 2.13). Усталостную прочность образцов определял пояс бортовой нервюры. Слабое место – отверстия под болты крепления фитинга. В испытаниях крупногабаритных образцов усталостные повреждения поясов имели многоочаговый характер. Результаты расчётов показали, что наилучшее качество стыка наблюдается по передним панелям Kт = 2,1. Для средней и задней панелей стык испытывает изгиб. Для них Кт = 3,78…4,09. Это полностью согласуется с экспериментальной оценкой Кэф.
Предложены варианты изменения стыков с уменьшенным эксцентриситетом передачи нагрузки и изгибом стыков из плоскости.
Результаты расчётно–экспериментальных исследований образцов Испытания конструктивно–подобных образцов дают комплексную оценку качества проектирования и изготовления конструкции. Поэтому они представляют большой интерес при оценке ресурсных характеристик самолёта. Отметим, что все испытанные образцы изготовлены на серийном заводе, т.е. полученные результаты отражают уровень технологии, культуры производства, что важно при исследовании усталостных характеристиках образцов и Испытаниями установлено, что критическим элементом стыка нижних панелей крыла с центропланом по усталости является пояс бортовой нервюры. Образцы с одним стрингером были поставлены в 9–ти вариантах технологии сборки. Наибольшую долговечность показал стык с болтами диаметром 12 мм, установленными с натягом 1%. Выбран вариант технологии, который можно рекомендовать для натурной конструкции. Следует обратить внимание на то, что долговечность крупногабаритных образцов ниже в 3 – 4 раза по сравнению с однострингерными образцами, изготовленных по близкой технологии. Это объясняется тем, что пояса нервюр для крупногабаритных образцов были вырезаны вдоль проката. Для усталостной прочности такое направление вырезки неблагоприятно. Вместе с тем, экспериментальные точки по стыкам легли выше кривой усталости стандартных образцов с отверстием, которая отражает долговечность регулярных зон. Это свидетельствует о хорошем качестве стыка. 2.1.4.2 В стыке верхних панелей крыла с центропланом при усталостных испытаниях было получено разрушения «лепестков» пояса бортовой нервюры, на которые передается нагрузка с полки стрингера, при наработке 74 000 циклов. Усталостные трещины образовывались по радиусному сопряжению. Разрушения образца были связаны с нарушениями технологии сборки – отсутствовали прокладки, компенсирующие зазор между лепестками и полками стрингеров. Уровень монтажных напряжений в лепестках достигал
Исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации с целью обеспечения высокой скорости и безопасности нагружения самолётных конструкций
Как уже было отмечено в главе 1, в отечественной и зарубежной практике авиастроения испытания на усталость авиационных конструкций в последние годы проводятся по программам квазислучайного нагружения (ИЛ-96, Ил-114, АН-148, В-757, В-767, А-300, А-310 и др.), которые более точно имитируют нагружение конструкции в реальной эксплуатации и, как правило, дают более оптимистичные оценки ее ресурсных характеристик. При этом при формировании программ квазислучайного нагружения крыльев всех вышеуказанных самолётов из спектра нагружения исключаются нагрузки с «малыми» амплитудами, равными оа/стт 0,12 — 0,15, которые приведены, например, в программе повторно-статического нагружения магистрального самолёта.
При традиционных испытаниях в СибНИА [41] нагружение осуществлялось по блочным программам, формирование которых проведено на основании интегральной повторяемости нагрузок принятой для планера магистрального самолёта. Типовые спектры нагружения планера и агрегатов, соответствуют спрогнозированным среднестатистическим условиям эксплуатации: взлетный вес Овзл = 970 кН; посадочный вес Gпос = 803 кН; время полета 5,2 часа; интегральные повторяемости приращений нагрузок (перегрузок) на всех режимах типового полета, определены с учетом фактических повторяемостей Any самолётов прототипов (таких как Ту-154, Як-42 и др.).
Результаты повторно-статических испытаний конкретного магистрального самолёта используются при установлении ресурсов других типов магистральных самолётов, эксплуатация которых характеризуется более тяжелыми условиями (большими взлетными и посадочными весами и большим проектным ресурсом). При этом данные о фактических условиях эксплуатации и нагруженности самолётов всех модификаций в большинстве подтверждают правильность расчётных оценок типовых спектров нагружения этих самолётов.
Для уточнения эквивалента между типовым спектром нагружения, принятого при сертификации магистрального самолёта, и программным нагружением конкретного самолёта с учетом влияния структуры и характера нагружения на повреждаемость конструкции были выполнены экспериментальные исследования [41].
Испытаны образцы двух типов критических зон нижних панелей центроплана:
- образец «полоса с отверстием» (ПО) размером 36 х 220 мм (d/b = 6). Образцы изготовлены из листа сплава 1163РДТ толщиной 4,5 мм. Маркировка образцов 14-1; - конструктивный образец клепаной конструкции «клепаное соединение» (КС). Обшивку панели центроплана представляет лист 4,5 мм из сплава 1163РДТ. Имитатор лапки стрингера - лист 6 мм из Д16чАТ. Имитацию уголка для крепления дополнительного оборудования в образце выполняет накладка, материалом которой является лист 2 мм из сплава Д16чАТ. Маркировка образцов 14-6.
Испытания проведены по 4 типам программ.
Программа 1 — нагружение пульсирующим циклом. Уровни напряжений в сечении брутто для образцов am a x = 150, 120 и 80 МПа. Частота нагружения 3 Гц, форма цикла нагружения - синус, коэффициент асимметрии цикла нагружения R = 0,1. Испытания проводились в соответствии с [19]. Уровень напряжения am a x = 150 МПа соответствует, экв по линейной теории суммирования повреждений, циклограмме нагружения конкретного магистрального самолёта в зоне 1-2 нервюры и стрингера 14-15 нижней панели центроплана (Программа 2).
Программа 2 — нагружение блочное, идентично программному нагружению конкретного магистрального самолёта в стенде ресурсных испытаний. Напряжения соответствуют напряжениям в районе 1-2 нервюры и стрингера 14-15 центроплана от изгиба центроплана Мизг., избыточного давления и тяги двигателя при испытаниях самолёта, экв = 150 МПа.
Программа 3 — квазислучайное нагружение типа “TWIST”, эквивалентное по повреждаемости (в рамках линейного суммирования) программному нагружению центроплана в районе 1-2 нервюры и стрингера 14-15 центроплана на конкретном магистральном самолёте, экв = 150 МПа.
Программа 4 — квазислучайное нагружение идентичное программе 3, в отличие от которой из спектра нагружения на воздушных режимах исключены нагрузки с амплитудами оа/оm = ±0,1, но за счет увеличения количества полетов в блоке экв одной приведенной программы тем не менее = 150 МПа.
Программы испытаний 2 и 3 в табличном виде представлены в приложении А. Предварительное тензометрирование показало, что максимальные напряжения при испытаниях конструктивного образца КС возникают на листе - имитаторе обшивки, в зоне крайней заклепки на накладке (рисунок 2.19), максимальные напряжения в накладке - в зоне центральной заклепки. Рисунок 2.19 – Схема наклейки и нумерация тензодатчиков на образце 14–6 Для оценки кинетики разрушения конструктивного образца КС проведена непрерывная тензометрия обшивки и стрингера с использованием специальной программы сбора и обработки информации (рисунок 2.20).
Расчёт отклонений силовых факторов через усилия в точках приложения нагрузки, с учетом погрешностей систем
В ходе работы было изучено влияние на скоростные характеристики сервопривода: обратного клапана 6(5) (рисунок 3.14), находящегося в сливной магистрали БУиЗ; проходных сечений штуцеров и трубопровода, соединяющего БУиЗ со штоковой полостью гидроцилиндра; давления в сливной магистрали; отсечного клапана 2(1); электрогидравлического распределителя. Для этого необходимые контрольные точки или технологические отверстия БУиЗ с помощью кранов соединялись со сливным баком, и изменения, произошедшие в работе сервопривода, анализировались с использованием 3D модели (рисунок.3.17).
Опыт показал, что обратные клапаны 6(1) и 6(2) очень критичны к чистоте масла. Их отказ приводит к нарушениям защитных функций БУиЗ, поэтому изменили номенклатуру обратных клапанов 6(1) и 6(2), поставив более надежные; исключили из схемы клапан 6(5), повышающий давление в сливной магистрали БУиЗ и снижающий частотные характеристики сервопривода.
Системы нагружения авиационных конструкций при испытаниях имеют сложное электронное, гидравлическое, пневматическое, электротехническое и механическое оборудование. Это оборудование не обладает абсолютной надежностью, поэтому необходима независимая аварийная защита.
В качестве гидромеханических устройств защиты применяют дифференциальный ограничитель нагрузки непрямого действия [33]. Гидравлический дифференциальный ограничитель нагрузки предназначен для ограничения максимальной величины усилия, развиваемого гидроцилиндром в обоих направления, независимо от сигнала управления.
Клапан непрямого действия обладает рядом преимуществ по сравнению с клапаном прямого действия. Основными из них являются: малое влияние на работу системы управления из-за небольшого сечения седла первого каскада клапана; стабильная, чувствительная двухступенчатая конструкция, которая быстро реагирует на изменения усилий сервопривода; возможность быстрой разгрузки объекта нагружения в случае аварийной ситуации; независимая регулировка ограничений усилия при растяжении и сжатии.
Клапан 5 регулируемой пружиной 7 прижат к седлу и перекрывает сообщение канала 1 со сливным каналом 4. Клапан 5 ограничивает максимальное растягивающее усилие при уборке штока. Давление жидкости Р1 и Р2 воздействуют на рабочие площади f1 и f2 клапана 5, создавая осевое усилие на пружину. При перепаде давлений Р = Р1 – Р2, на который настроена пружина, клапан 5 открывается и соединяет канал 1 со сливом. При дальнейшем возрастании Р, например, вследствие отказа сервоклапана или ошибки оператора, увеличение силы на штоке гидроцилиндра прекращается. Работа дифференциального клапана как защитного устройства основана на том, что с возрастанием величины усилия на штоке гидроцилиндра перепад Р по модулю также возрастает.
При работе канала нагружения давление в штоковой и поршневой полстях имеют различные значения в каждый момент времени. И работа клапана основана на изменении давлений в полостях гидроцилиндра нагружения. Нужно знать зависимость величины
Перед установкой КОН на испытательный стенд проверяется соответствие номиналов деталей малых каскадов типу гидроцилиндра; подбираются жесткости пружин малых и больших каскадов, необходимые для работы с предполагаемой нагрузкой; предварительно устанавливаются конуса малых каскадов в соответствии с предполагаемой нагрузкой; проверяется наличие и целостность уплотнений. Дроссели малых каскадов и проставки выводятся в положение «открыто». Регулировочные винты малых каскадов полностью откручиваются. КОН устанавливается на рабочее место в БУиЗ и опрессовывается. С 113 помощью системы управления задается синусоидальная нагрузка не более 50% от номинала сервопривода. Отстраиваем КОН так, чтобы он ограничивал нагрузку в обоих направлениях. Увеличивая нагрузку на штоке сервопривода и затягивая регулировочные винты КОН, проверяется его работоспособность.
При работе КОН возникают автоколебания его каскадов. Работа канала нагружения в таком режиме недопустима. Автоколебания исключаются подбором конуса золотника малого каскада. В комплект поставки включены три типоразмера конусов золотника с углом конуса: 68, 90 и 120 градусов. Чем меньше угол конуса, тем выше вероятности возникновения автоколебаний, но точнее и стабильнее срабатывание каскада на настроенную нагрузку. Дроссель проставки убирает автоколебания, но поднимает границу срабатывания малого каскада.
Основной инструмент воздействия на автоколебания – это дроссели малых каскадов. С помощью системы управления сервоприводу, установленному в стенде, задается синусоидальная нагрузка 200% от максимальной рабочей нагрузки по каждой полости. Затягивая регулировочные винты, отстраиваем режим срабатывания полостей КОН на нагрузках, превышающих максимальную рабочую нагрузку сервопривода на 20%. Контроль работы сервопривода осуществляется на мониторе стенда в реальном времени (рисунок 3.20).
