Содержание к диссертации
Введение
1. Состояние проблемы и постановка задачи исследований 13
1.1 Коррозия элементов конструкции летательных аппаратов 13
1.2 Виды коррозионных повреждений элементов конструкции летательных аппаратов 15
1.3 Действие агрессивной среды на элементы конструкции летательных аппаратов в процессе эксплуатации 17
1.4 Анализ существующего технологического процесса ремонта обшивок фюзеляжа летательных аппаратов, имеющих коррозионные повреждения 24
1.5 Прогнозирование технического состояния летательных аппаратов и их конструктивных элементов, поврежденных коррозией 34
1.6 Статистические оценки развития коррозионных повреждений элементов конструкции летательных аппаратов 38
1.7 Цели и задачи исследования 39
2. Методика исследования 41
2.1 Методика проведения статистического исследования 41
2.1.1 Объект исследования 41
2.1.2 Систематизация статистической информации 41
2.1.3 Порядок обработки статистической информации 42
2.1.4 Формирование зон конструкции для последующего анализа 45
2.1.5 Учет климатических зон эксплуатации ЛА 45
2.1.6 Учет состояния конструкции по результатам дефектации 49
2.1.7 Данные о наработке ЛА 50
2.2 Методика исследования влияния коррозионных поврежде ний на усталостную долговечность элементов обшивки панелей фюзеляжа самолета Ан-2 50
2.2.1 Образцы для усталостных испытаний 50
2.2.2 Порядок проведения усталостных испытаний 51
2.2.3 Испытательное оборудование 53
2.2.4 Оборудование для исследования коррозионных повреждений 56
2.2.5 Особенности расчета на статическую прочность 56
3. Построение модели развития коррозионных повреждений и принципы статистической обработки 58
3.1 Статистические модели 58
3.2 Структура данных 62
3.3 Состояние системы 63
3.4 Сведение немарковских параметров системы к Марковским 66
3.5 Модель состояний необслуживаемых нерезервируемых конструктивных элементов летательных аппаратов 67
3.6 Модель состояний непрерывно контролируемых нерезервированных систем летательных аппаратов 70
3.7 Фаза накопления коррозии 74
3.8 Произведение максимального правдоподобия для оценки параметров распределения 76
3.9 Развитие коррозии на обшивках панелей фюзеляжа самолета Ан-2 77
3.10 Определение долговечности обшивок панелей фюзеляжа 78
4. Исследование влияния коррозионных повреждений на характери стики сопротивления сплавов типа Діб деформациям и разруше нию при статическом нагружении , 82
4.1 Материалы, образцы и оборудование для испытаний 84
4.1.1 Технология нанесения искусственных коррозионных повреждений 85
4.1.2 Технология измерения степени коррозионного повреждения 88
4.1.3 Экспериментальная оценка влияния эксплуатационных коррозионных повреждений на сопротивление сплава Д16АТ деформациям и разрушению при действии статического нагружения 95
4.2 Методика обработки результатов испытаний и их анализа 102
4.3 Результаты испытаний влияния коррозионных повреждений на характеристики сплава Діб при статическом нагружении 106
4.4 Исследование влияния коррозионных повреждений на сопротивление усталости сплава Діб AT 113
4.5 Обобщение полученных результатов 123
4.6 Выводы 126
5. Практическое использование результатов исследования 128
5.1 Направление совершенствования технологического процесса ТО самолета Ан-2 128
5.2 Анализ прочности обшивки нижних панелей фюзеляжа самолета Ан-2 с учетом коррозионного ослабления 131
5.2.1 Анализ напряжений от действия внешних нагрузок 131
5.3 Выводы 135
Основные результаты и выводы по работе 136
Литература 139
Приложение 147
- Виды коррозионных повреждений элементов конструкции летательных аппаратов
- Методика исследования влияния коррозионных поврежде ний на усталостную долговечность элементов обшивки панелей фюзеляжа самолета Ан-2
- Сведение немарковских параметров системы к Марковским
- Методика обработки результатов испытаний и их анализа
Введение к работе
В настоящее время численность самолетов модификаций постройки 1970«ых годов достаточно велика по отношению ко всему парку летательных аппаратов (ЛА). Так, по данным ГосНИИ ГА, длительно эксплуатируемые летательные аппараты (ДЭЛА) на сегодняшний момент составляют 80% от всего парка ЛА [56, 58]. Однако целый ряд факторов экономического и технического характера свидетельствует в пользу дальнейшей эксплуатации ДЭЛА. Во-первых, данные анализа их технического состояния показывают, что выработка ДЭЛА назначенного ресурса по числу полетов, летным часам и календарному сроку службы не требуют немедленного прекращения их эксплуатации, однако необходимо проведение достаточного объема работ по их техническому обслуживанию. Во-вторых, благодаря своей значительной отдаче за прошедший период, ДЭЛА имеют невысокую остаточную стоимость, например самолет Ан-2, в то время как на разработку нового ЛА необходимо затратить очень большое количество средств и времени. Таким образом, пройдет довольно большой срок до момента выхода стареющих ЛА из эксплуатации по экономическим причинам.
Зарубежные изготовители и авиакомпании [32, 47, 55, 58] также утверждают, что ЛА имеют более продолжительнный срок службы, если правильно проводится техническое обслуживание. Основным критерием при определении возможности эксплуатации ЛА является обеспечение высокого уровня безопасности в течение всего срока службы [73]. Эта проблема должна включать в себя не только своевременное обнаружение коррозионных, усталостных, коррозионно-усталостных разрушений и отказов, ведущих к летным происшествиям, но и комплексную программу по оценке кинетики повреждений, прогнозированию и определению методов, объемов и сроков ремонта и профилактики, обеспечивающих предупреждение
дефектов. Однако с увеличением сроков службы увеличивается также объем работ по техническому обслуживанию ЛА [70].
Внедрение при проектировании летательных аппаратов концепции "безопасно повреждаемой конструкции" привело к возникновению нового понятия - "допустимого повреждения", который предполагает наличие в конструкции различных конструктивных и эксплуатационных дефектов и трещин, которые могут развиваться до возникновения некоторого предельного состояния, определяемого из условия силового нагружения конструкции и влияния факторов окружающей среды. В связи с наступлением предельных сроков эксплуатации для многих типов конструкций ЛА возникает вопрос о принятии дополнительных мер по поддержанию выносливости конструкции с учетом концепции "безопасно повреждаемой конструкции" [52, 58].
Таким образом, проблемы связанные с эксплуатацией стареющих ЛА, сводятся к нахождению равновесия между требованиями, предъявляемыми к безопасности полетов и стоимостью их технического обслуживания и ремонта. Чем больше наработка ЛА, тем сложнее найти приемлемое решение [67].
Обобщение информации по техническому состоянию ДЭЛА [54, 56], анализ отказов, приводящих к летным происшествиям, свидетельствует о том, что при решении вышеназванных проблем одним из основных является фактор коррозии.
Коррозионная долговечность является тем фактором, который существенно влияет на работоспособность, ресурс, надежность всей конструкции планера ЛА в целом. При этом отсутствие полных коррозионных характеристик может привести не только к ложной оценке ресурса конкретного элемента, но и всей конструкции в целом [61].
Коррозия имеет место на ЛА различных типов и различных поколений, созданных при различных подходах к проектированию и организации
технического обслуживания, а также может иметь место при создании новых модификаций ЛА, с сохранением основных конструктивных и технологических решений при их производстве (например, переоборудование
самолетов Ан-2 в Ан-3).
В связи с этим большое внимание, в последнее время, придается анализу коррозионного состояния конструкций, изучению количественных и качественных закономерностей развития коррозионных процессов в различных условиях эксплуатации и оценки влияния коррозионных повреждений на работоспособность, технико-экономические показатели конструкции. Также уделяется большое внимание развитию методов и средств технической диагностики и прогнозирования остаточной работоспособности конструкций.
До настоящего времени, основным направлением обеспечения прочности и ресурса летательных аппаратов по критерию коррозионной стойкости оставалось предотвращение либо ограничение вредного воздействие коррозионно-активных сред непосредственно на конструкционные материалы путем разнообразных систем защиты. Как показывает практика, в условиях действия коррозионных сред долговечность изделия в целом ограничивается коррозионными разрушениями некоторых элементов или даже отдельных частей (зон) на детали при общей достаточно высокой коррозионной стойкости материала изделия. На этот факт часто не обращают должного внимания.
При всем многообразии подходов к проектированию и использованию технологических решений, большинство современных типов ЛА имеют те же основные коррозионные дефекты, что и ЛА, построенные более 20-ти лет назад. Наличие коррозионных поражений способствует более раннему возникновению разрушений, а коррозионные процессы интенсифицируют кинетику распространения усталостных трещин. Перечисленные факторы оказывают отрицательное влияние на живучесть конструкции
и в конечном итоге на безопасность полетов.
По этим причинам определение характеристик остаточной прочности и долговечности силовых элементов конструкции при воздействии коррозионных сред различной степени агрессивности и наличии коррозионных повреждений должно являться основой для принятия решений по вопросам прочности и ресурса ЛА с большой эксплуатационной наработкой. Практика свидетельствует о том, что невозможно обеспечить 100% функциональную надежность изделия в течение всего срока службы. Непригодность техники к эксплуатации является следствием непредвиденных разрушений, а также результатом прогрессирующего износа и коррозионных повреждений различных элементов конструкции. На всех типах ЛА уже в начальный период эксплуатации отмечаются коррозионные повреждения основных силовых элементов конструкции, причем около 20% повреждений появляются в эксплуатации при меньшей наработке, чем это происходило в эквивалентных лабораторных условиях, 80% коррозионных эксплуатационных повреждений при проведении ресурсных лабораторных испытаний не наблюдались [55, 63, 64]. Таким образом, вопрос о более четком прогнозировании кинетики коррозионных процессов стоит достаточно актуально.
Отсутствие надежных и совершенных методов прогнозирования и контроля приводит к необратимым последствиям. Поэтому, в настоящее время требуется разработка комплексной программы для обеспечения высокого уровня безопасности ДЭЛА на основе исследования коррозионного и коррозионно-усталостного разрушения, установления связи напряженно-деформированного состояния элемента конструкции ЛА с геометрическими параметрами, видом коррозионного поражения, величиной допускаемого коррозионного повреждения. Располагая подобной информацией можно обоснованно оценивать остаточный ресурс элементов конструкции плане-
pa ЛА, назначать объемы и сроки дополнительных осмотров или доработок.
Цель работы и задачи исследования:
Цель работы - разработка методики прогнозирования долговечности тонкостенных элементов конструкции ЛА типа Ан-2 с коррозионными повреждениями на основании изучения влияния коррозионных повреждений на остаточную прочность элементов планера ЛА, выполненных из авиационных материалов типа Діб.
Для достижения поставленной цели в работе рассмотрены следующие задачи:
исследовано влияния коррозионного повреждения на усталостную прочность конструкции;
развита системы сбора и обработки статистической информации о коррозионных повреждениях обшивок панелей планера ЛА в процессе эксплуатации;
разработана вероятностная модель изменения технического состояния обшивок панелей планера ЛА, имеющих коррозионные повреждения;
разработана методика оценки остаточного ресурса тонкостенных элементов конструкции планера ЛА с коррозионными повреждениями;
усовершенствован существующий технологический процесс ремонта обшивок панелей планера ЛА, имеющего коррозионные повреждения;
- разработаны рекомендации для эксплуатационных и ремонтных
авиапредприятий по предотвращению, выявлению и устранению на ранней
стадии коррозионных повреждений.
Научная новизна работы заключается в следующем:
- обобщены и проанализированы данные по дефектам элементов
конструкции планера ЛА, обусловленным развитием коррозионных по
вреждений;
выявлены и проанализированы факторы, оказывающие наибольшее влияние на развитие коррозионных повреждений;
предложена модель изменения технического состояния обшивки планера самолета Ан-2, имеющего коррозионные повреждения;
разработана методика прогнозирования долговечности элементов конструкции ЛА с коррозионными повреждениями.
Практическая значимость работы заключается:
в проведении уточненной оценки остаточного ресурса тонкостенных элементов конструкции планера ЛА типа Ан-2, изготовленных из материалов Діб, по критерию коррозионной долговечности;
в прогнозировании технического состояния конструкции планера с эксплуатационными коррозионно-усталостными повреждениями;
в рекомендациях позволяющих обосновывать продление ресурсов (сроков службы) планера самолета Ан-2, основываясь на комплексе проведенных исследований по оценке технического состояния элементов с учетом концепции допускаемых повреждений;
в уточнении периодичности дополнительных осмотров или доработок в зависимости от степени опасности коррозионно-усталостных дефектов.
На защиту выносятся следующие вопросы:
Методика прогнозирования долговечности тонкостенных элементов конструкции ЛА типа Ан-2 с коррозионными повреждениями с учетом влияния коррозионных повреждений на остаточную прочность элементов планера ЛА, выполненных из авиационных материалов типа Діб.
Результаты исследования влияния коррозионных повреждений на характеристики сопротивления сплавов типа Діб деформациям и разрушению при статическом нагружении и усталости.
Направления совершенствования технологического процесса технического обслуживания (ТО) самолета Ан-2.
Структура и объем работы.
Диссертация состоит из введения, пяти глав, содержащих 30 разделов, заключения, библиографий и приложений. Основная часть работы содержит 138 страниц машинописного текста, 67 рисунков, 19 таблиц, список литературы содержит 75 наименований.
Содержание работы.
В первой главе проанализировано влияние условий эксплуатации и ремонта на появление коррозионных повреждений, выявлены опасные, с точки зрения развития коррозионных повреждений и эксплуатационной нагруженности, зоны.
Во второй главе проанализированы факторы, влияющие на появление и развитие коррозионных повреждений.
В третьей главе рассмотрены существующие модели развития коррозионных повреждений. Первая часть главы содержит классификацию существующих моделей. Во второй части третьей главы предложена модель изменения технического состояния обшивки планера самолета Ан-2, разработанная в процессе выполнения дайной работы.
В четвертой главе, приведены результаты обработки экспериментальных данных элементов конструкции планера с коррозионными повреждениями.
В пятой главе дана методика комплексной оценки коррозионного состояния тонкостенных элементов самолета Ан-2, позволяющая при наличии коррозионного дефекта оценить степень опасности коррозионного поражения и предложить меры по поддержанию высокого уровня безопасности ЛА. Представлены направления совершенствования технологического процесса ТО самолета Ан-2, расчет на прочность обшивки нижних панелей фюзеляжа самолета Ан-2 с учетом коррозионного ослабления от действия внешних сил.
Основные положения диссертационной работы докладывались и обсуждались: на VI и VII Всероссийских научно-практических конференциях: "Перспективные материалы, технологии, конструкции - экономика" (г.Красноярск, 2000 и 2001г.г.); III Межвузовской научно-технической конференции "Решетневские чтения" (г.Красноярск, 2000г.); IV Межвузовской научно-технической конференции Тагаринские чтения" (г.Красноярск, 2001г.).
Работа выполнена в Сибирской аэрокосмической академии на базе ФГУП "Завод № 67 ГА" (авиационный ремонтный завод) в соответствии с тематикой научно-технических работ, Содержание диссертации опубликовано в 8 печатных работах.
Автор выражает глубокую благодарность руководителю, коллективам ФГУП "Завод № 67 ГА" и Сибирской аэрокосмической академии за помощь оказанную при выполнении работы.
Виды коррозионных повреждений элементов конструкции летательных аппаратов
Коррозионные процессы, по механизму их протекания, подразделяются на два типа: электрохимическую коррозию и химическую [17].
Деление коррозии на электрохимическую и химическую достаточно условно, т.к. каждый электрохимический процесс, характеризуемый переносом электричества, в своем зарождении является обычным химическим процессом. Точно так же всякая химическая реакция связана взаимодействием электростатических полей реагирующих компонентов [18].Коррозия элементов конструкции ЛА носит электрохимический характер.
Электрохимическая коррозия представляет собой процесс взаимодействия металла с коррозионной средой, при котором ионизация атомов металла и восстановление окислительных агентов среды протекают не в одном акте и зависят от электронного потенциала (наличие проводников второго рода).
Процесс электрохимической коррозии подчиняется законам электрохимической кинетики. При этом, в отличие от химической коррозии, всегда протекают две группы реакций - катодная и анодная, которые не всегда локализованы на определенных участках поверхности корродирующего элемента конструкции. Удаление ("отвод") продуктов коррозии от поврежденных участков возможен за счет возникновения электрического тока. По условиям протекания коррозионного процесса различают несколько видов электрохимической коррозии, возникающей на элементахконструкции [3, 17, 18]. Атмосферная коррозия - это наиболее распространенный вид коррозии, который характеризует процесс в условиях влажной воздушной среды. Скорость коррозии в атмосфере зависит от влажности и температуры воздуха, загрязненности его различными примесями, от длительности пребывания влаги на металлической поверхности и т.д.
Щелевая коррозия протекает в щелях и зазорах между двумя метал-лами, а также в местах неплотного контакта металла с неметаллическими коррозионно-инертными материалами. Характерным примером могут служить коррозия клепанных панелей фюзеляжа самолета Ан-2 в соединении обшивка-стрингер,
Контактная коррозия вызвана контактом металлов, имеющих разные стационарные потенциалы в данном электролите. Примером этого вида коррозии может служить коррозия верхних поясов низинок шпангоутов самолета Ан-2 в местах установки анкерных гаек.
В зависимости от характера разрушения элемента конструкции различают сплошную коррозию и местную,Сплошная коррозия охватывает всю поверхность металла и, если фронт коррозионного разрушения распространяется с одинаковой скоростью по всей поверхности металла, то коррозия будет равномерной. Если скорость коррозионного процесса на различных участках неодинакова, то коррозия будет носить неравномерный характер.
Для элементов конструкции ЛА характерна местная коррозия, которая охватывает отдельные участки поверхности металла. Разновидностями местной коррозии являются: подповерхностная коррозия, точечная коррозия, коррозия пятнами, сквозная коррозия, коррозионная язва и межкри-сталлитная коррозия. Здесь рассмотрена только часть из имеющих место разновидностей коррозионных повреждений, которые наиболее характерны для конструкции ЛА [27, 32, 56, 57, 62,63].
Выбор в качестве объектов исследования, в настоящей работе, элементов конструкции самолета Ан-2 связан с тем, что этот самолет является одним из наиболее массовых самолетов ГА и уже более 50-ти лет находится эксплуатации, поэтому, на нем можно наблюдать не только первоначальные КП, но и повторные КП - на отремонтированной конструкции. Кроме того, на этом самолете можно одновременно исследовать коррози-онное состояние клепанных соединений ЛА.
Для обшивок панелей фюзеляжа характерны следующие разновидности местной коррозии: коррозия пятнами - коррозия металла в виде отдельных пятен; точечная коррозия в виде отдельных точечных поражений; расслаивающаяся, интеркристаллитная. Растрескивание по границам зерен, коррозионные язвы (рис. 1.1 -1.7).
Это деление носит условный характер и не всегда имеет резкое различие.Летательные аппараты, во время стоянки, на аэродромах находятся на открытом воздухе и подвержены периодическому воздействию погодных условий в виде - тумана, росы, дождя, солнечные лучей, снега и т.п. Перепады температуры в течении суток и времени года, во время набора высоты, полета на заданной высоте (эшелоне) и снижения, перелета из одной климатической зоны в другую, также оказывают значительное воздействие на элементы конструкции ЛА. Количество конденсата на поверхности конструкции зависит от перепада температур и влажности воздуха [18].
Таким образом, количество влаги, конденсируемой на элементах конструкции ЛА в значительной степени зависит от климатической зоны, в которой находится аэропорт базирования или промежуточной стоянки, маршрутов и эшелонов полетов ЛА.
Скапливающаяся жидкость довольно длительное время сохраняется в труднодоступных отсеках планера ЛА, плохо проветриваемых местах, особенно там, где количество и размер дренажных отверстий ограничены [2, 59]. Именно к таким элементам конструкции ЛА и относится обшивка панелей фюзеляжа самолета Ан-2 (рис. 1.8).
Интенсивность коррозионного процесса зависит от материала КЭ, температуры окружающего воздуха, от состава агрессивной среды и времени ее воздействия на элементы конструкции [17, 22].
Образовавшийся в условиях эксплуатации слой влаги на элементах конструкции всегда содержит определенное количество "вредных" включений в виде минеральных солей и различных активных веществ [3, 70].
Применяемые для изготовления обшивок ЛА алюминиевый сплав Діб, в значительной степени подвержен воздействию атмосферной влаги при наличии в ней таких активные газов, как: H2S, SCb, СЬ [17].
Как показал анализ водного раствора, взятый из подпольной части фюзеляжа, в состав жидкости входят ионы S04" ", Fe+ , Na+, NH4, СІ , a также такие химические соединения: (NH SCb NH4C/, NaC/, С6Н5ОН [2].
Еще одним важным фактором, определяющим склонность элементов инструкции Л А к коррозионным повреждениям, являются свойства материала и конструктивно-технологические особенности этих элементов.
Методика исследования влияния коррозионных поврежде ний на усталостную долговечность элементов обшивки панелей фюзеляжа самолета Ан-2
Методика исследований основана на сравнении механических свойств образцов, после статических и усталостных испытаний, вырезанных из панелей фюзеляжа самолета Ан-2 после длительной эксплуатации и подверженных эксплуатационным повреждениям, с исходными свойствами материалов из которых изготовлены КЭ панелей фюзеляжа.
Целью испытаний являлась оценка долговечности конструктивного элемента (КЭ), представляющего собой соединение "обшивка - стрингер" и образцов гладкой обшивки, вырезанных из панелей и отбракованных по величине коррозионного повреждения при капитальных ремонтах ЛА после длительной эксплуатации, см главу 4.
Все КЭ вырезались из панелей, демонтированных с самолетов Ан-2 в связи с коррозионными повреждениями, которые были определены при дефектации как выходящие за границу допуска.
В таблице приложения 1 приведены данные о самолетах, с которых были демонтированы панели.
Из демонтированных панелей вырезались образцы двух типов:1 - элемент заклепочного соединения "обшивка - стрингер";2 - элемент гладкой обшивки. Размеры КЭ: ширина - 80 мм, длина - 200 мм. Материал обшивки -Діб AT, материал стрингера ПР 100-1 - Діб Т.
Зоны вырезки КЭ и их фактическая эксплуатационная наработка ука-заны в таблице приложения 1.
При вырезке КЭ выбирались те, на которых КП были наибольшими. Как правило, КП КЭ наблюдались как на гладком участке обшивки, так и в соединении (под стрингером).
Технологической документацией при ремонте самолета Ан-2 предусмотрена механическая зачистка поврежденных коррозией открытых участков обшивки с последующим восстановлении лакокрасочных покрытий [71]. Для исследования влияния механической зачистки на циклическую долговечность были исследованы КЭ, на которых КП были удалены путем механической зачистки до минимальной толщины неповрежденного металла, но не менее 20% от толщины листа. При этом соблюдалась технология устранения КП на самолетах Ан-2 [62].
Наибольшую опасность, с точки зрения снижения прочностных характеристик, представляют случаи межкристаллитной коррозии. В связи с отсутствием такого рода КП в имеющихся дня испытаний КЭ, проводилось воспроизведение указанного повреждения в лабораторных условиях и их испытания на усталость.
Ниже приведена методика испытаний [49, 65].Усталостные испытания КЭ панелей фюзеляжа самолета Ан-2 проводились в два этапа:I этап - повторно-статическое нагружение с частотой V = 0,2 Гц до достижения заданной базы (соответствующей возможному ресурсу самолета)II этап - циклическое нагружение с частотой V = 11 Гц до полного разрушения образцов или достижения 10 циклов (ускорения испытаний).
Циклические напряжения на первом и втором этапах были равны, что обеспечило несмещенность оценок.
ПРИ расчете напряжений исходили из требований к нагруженности исследуемых образцов, содержащихся в "Расчете продольного набора фюзеляжа" 024.00.042.002.РР. Погонная нагрузка q max = 90 кг/см; q min = 0. Величина прикладываемой к образцу нагрузки Р = q b, где b - ширина образца. При b = 80 мм максимальная нагрузка цикла Р тах = 90 8,0 = 720 кг. При этом максимальные циклические напряжения: где F - площадь сечения неподкрепленной стрингером обшивки образца: где 8 - толщина обшивки; 8 = 1,2 мм. Необходимость поэтапного нагружения конструктивных элементов обусловлена тем, что повторно - статическое нагружение более точно, в сравнении с высокочастотным, и имитирует нагружение фюзеляжа от эксплуатационных нагрузок. Выбранная база испытаний достаточна с учетом того, что ресурс увеличивается на один межремонтный ресурс.
Высокочастотные испытания позволили получить сравнительные данные о долговечности до разрушения конструктивных элементов с различной степенью КП.
КП открытых участков обшивки оценивалось также измерением микрометром. Микрометр был снабжен специальной иглой-насадкой, позволяющей производить локальные измерения. Геометрические размеры образцов не позволяли произвести в полном объеме (по всему сечению) микрометрические измерения до разрушения образцов. Поэтому окончательные, более точные, измерения производились после окончания испытаний.В соответствии с программой исследования (см. главу 4) усталостные испытания проводились в два этапа.
Для повторно - статического нагружения использовалась стандартная испытательная машина ГРМ рис. 2.5, специальная доработка которой позволила проводить испытания при низкой частоте 12 Гц.Использовалось приспособление, позволяющее производить крепление в каждой паре захватов одновременно четырем последовательно соединенных конструктивным элементов.
В случае разрушения одного из образцов испытания могли быть немедленно автоматически остановлены. После отработки заданной базы испытаний последовательные соединения конструктивных элементов демонтировались и испытания велась при значительно большей частоте. С этой целью использовалась стандартная испытательная машина МУП-5.0, рис. 2.6.
Проведение перед началом испытаний статического и динамического тарирования испытательных машин позволило обеспечить необходимую точность приложения нагрузок. Статические тарировки производились путем сравнения показаний силоизмерителеи испытательных машин с показаниями образцового динамометра. Динамические тарировки производились путем тензометрирования. При тензометровании использовались датчики типа ФТТК с номинальными сопротивлениями 200 ОМ, приклеиваемые к конструктивным элементам клеем Циакрин.
Использовались металлографические и фрактографические методы, исследований. Металлографические наблюдения велись с помощью оптического металлографического микроскопа ММР-4 при увеличении х50, х1009 х200, х400. Объектами исследования являлись металлографические шлифы, вырезанные в различных плоскостях исследуемых элементов обшивки с КП. Шлифы подготавливались ручной полировкой.
Фрактография выполнялась на электронном растровом микроскопе JSM-35 (Япония), что позволило определить характер разрушений и установить влияние различных повреждений на долговечность элементов конструкции. Результаты фрактографии приведены в главе 4.
Для оценки снижения статической прочности при утонении листа обшивки при различные величинах КП был выполнен расчет статической прочности. Расчет производился на ЭВМ в соответствии с "Расчетом продольного набора фюзеляжа" 024.00.042.002.РР.
Результаты расчета на статическую прочность приведены в главе 5, раздел 5.2.Особенностью расчета является то, что он выполнен для обшивки толщиной 0,8 мм, т.е. имеющей коррозионные повреждения глубиной до 0,4 мм. 1. Определены последовательность и методика проведения вероят-ностно - статистического исследования.2. Предложена методика исследования влияния коррозионных повреждений на усталостную долговечность обшивки панелей фюзеляж самолета Ан-2.
Сведение немарковских параметров системы к Марковским
С теоретической точки зрения любой случайный процесс можно представить как Марковский: для этого достаточно в понятие "состояние" включить всю предысторию поведения системы. Следовательно, о возможности Марковской аппроксимации необходимо судить с 2-х позиций: насколько точно Марковские модели отражают реальный характер случайных процессов и насколько сложны сами модели.
Марковская аппроксимация возможна, если потоки возникновения и устранения отказов и неисправностей являются простейшими, т.е. удовлетворяются условия ординарности, стационарности и отсутствия последствия.
Для определения вероятностей состояний Р, возможна замена реальных функций распределения Fj(t), характеризующих потоки, переводящие системы ЛА из-одного состояния в другое, на экспоненциальные при условии равенства их первых моментов [31]. В некоторых случаях, вместо замены реальных законов распределения экспоненциальными путем приравнивания их математических ожиданий, можно использовать способ введения фиктивных состояний [53] и представлением исследуемых процессов как кусочно-однородных. Зная характер изменения интенсивности потоков отказов можно для каждого периода принять их постоянными і, со2 и соз (что соответствует замене монотонно изменяющихся функций ступенчатыми) и решить ряд независимых задач для каждого периода. Но в этом случае возникает необходимость нахождения значений і, 2, з и длительности периодов Ті и Т3 по имеющимся статистическим данным.
В соответствии со сказанным, вероятность перехода Рг; следует рассматривать как функцию Pij (Т) от наработки Т с начала эксплуатации.
Фактически речь идет об условной вероятности переходов, при условии, что известна наработка с начала эксплуатации.
В нашем случае производится замена вероятностных переходов P0i и Р12СР21) на кусочно-однородные процессы: P0i - необслуживаемая нерезер-вируемая система, Р12 (Р21) - как непрерывно контролируемая нерезерви-руемая система.
В связи с невозможностью выявления и устранения возникших в процессе эксплуатации отказов будет иметь место лишь одно направление перехода: из состояния 1 в состояние 2 (1-2). Ориентированный граф состоянии таких КЭ представлен на рис.3.3.
В модели необслуживаемых КЭ (рис.3.3) переменной является интенсивность отказов л. Значение вероятности Рі(0) принимается равным оценке, полученной теоретическим путем или при заводских испытаниях. Характер изменения вероятности Pi застать КЭ в состоянии готовности к работе показан на графиках (рис. 3.4), построенных по исходным данным, приведенным в табл.3.1 (значение Pj(0) принято равным единице, что, как правило, имеет место при теоретических расчетах и является явно завышенной оценкой).
Из этих графиков видно, что даже при малых, трудно достижимых значениях Л = 1(Гб 1/ч вероятность Р\ готовности необслуживаемого КЭ к работе уже после одного года эксплуатации снижается до недопустимо малых значений (Pi(T = 8760 л.ч.) = 0,9913). Это указывает на необходимость тщательной обработки статистических данных для оценки по результатам испытаний необслуживаемых КЭ с целью подтверждения правильности принятого главным конструктором решения о его необслуживаемости в процессе эксплуатации
Для непрерывно контролируемых в процессе эксплуатации нерезервированных КЭ ЛА модель системы ТО имеет простейший вид (рис. 3.5). В любой произвольный момент времени такие КЭ могут находиться в одном из двух состояний:
Наличие непрерывного контроля технического состояния КЭ позволяет в случае возникновения отказа (переход 1-2) немедленно приступить к восстановлению его готовности (переход 2-1).где #12 Шт\ ai\ = l/THnycmp= ju; mm - параметр потока отказов непрерывно контролируемых нерезервированных КЭ; Тнпустр - среднее время устранения отказов; /л - интенсивность восстановления.
Используя преобразование Лапласа, перейдем от системы дифференциальных уравнений (3.15) к системе алгебраических уравнений, что позволит получить выражение для вероятности Pjft) нахождения КЭ в со Выражения (3.16) и (3.18) широко известны из литературы по теории надежности и эксплуатации. Но при этом марковские модели позволяют получить еще целый рад показателей качества систем ТО ( Fif р#, jut и другие, приведенные в [31] подразд. 2.2).
В модели непрерывно контролируемых нерезервированных КЭ и систем ЛА вектор х эксплуатационных характеристик [31] включает дветтттхарактеристики: а нп и Т усгр (или //). Графики изменения вероятности Р} готовности КЭ к работе приведены на рис. 3.6, которые построены по исходным данным табл.3.2. Из них видно, что при сонп 10 " 5 1/ч вероятность Pj практически не зависит от времени устранения отказов в реальном диапазоне их изменении.
Так, при изменении Т на 90% (с 10 до 100 ч) вероятность Р; изменяется всего лишь на 0,09%. Однако при сонп 10 "5 1/ч картина меня ется: изменение Т у лр на 90% при сонп =10" 1/ч приводит к изменению Pi на 0,9%, а при (Они = Ю "3 1/ч - на 8%. Следовательно, в ходе проведения испытаний исходя из достигнутого уровня сони требования к точностингт нахождения оценки времени Т уСТр и, следовательно, числу испытанийдолжны быть различны для значений сонп Ю"51/ч и а нп Ю"51/ч.
Результат решения представлен на рис.3.7 ддя самолетов Ан-2, по массиву статистических данных, эксплуатируемых в умеренной климатической зоне.
Методика обработки результатов испытаний и их анализа
В процессе испытаний на растяжение фиксировали действующую нагрузку и удлинение образца на базе деформометра. Результаты измерений обрабатывали согласно [23]. При этом вычисляли:условный предел текучести:где F0.2 - нагрузка, при которой остаточное удлинение составляет 0,2%;А0 - площадь поперечного сечения рабочей части образца до нагружения.
Временное сопротивление (предел прочности):где Fmax - наибольшая нагрузка в процессе эксперимента. Относительное удлинение и сужение после разрыва:где 1К и 10 - конечная и начальная длина рабочей части образца.где Ак и А0 - площадь поперечного сечения рабочей части образца посленагружения.
Модуль упругости:где д/ф - средняя величина приращения удлинения образца на шаг приращения нагрузки AF.
При испытании на усталость на стадии развития трещины фиксировали трещины и число циклов нагружения. По результатам испытаний опреде ляли число циклов, соответствующее развитию усталостных трещин от 6 мм до 30 мм или другой фиксированной длины, критические длины трещин и параметры кинетического уравнения развития трещины, определяемого зависимостью Пэриса [28, 36]: параметр m для сплава Д16АТ равен 3,6. В таблице 4.6 представлены средние значения параметра С для образцов с наработкой и для образцов без наработки, соответствующие параметру m = 3, и вычисленные для полудлины трещины.
Из таблицы 4.6 следует, что наработка в эксплуатации несколько улучшает сопротивление развитию усталостных трещин сплава Д16Т [29, 50,51].Оценка параметров С и m осуществлялась по стандартной методике путем линеаризации ункции скорости развития трещин и применения метода наименьших квадратов.
Полученные при обработке первичных результатов испытаний оценки характеристик механических свойств материалов подвергали статистической обработке. Основные числовые характеристики и выборочные средние значения х и дисперсия S" вычислялись по формулам:
Выборочное среднее квадратическое отклонение S и выборочный коэффициент вариации v вычислялись в соответствии с соотношениями:
Предполагалось, что распределение характеристик механических свойств в их первоначальном виде или после преобразований является нормальным [68]. Для нормально распределенной генеральной совокупности оценки среднего значения и дисперсии по приведенным формулам являются состоятельными, эффективными и взвешенными. Несмещенная оценка среднего квадратического отклонения определялась по формуле:где к - поправочный коэффициент, значение которого бралось из соответствующих справочных данных [13, 68].
При анализе результатов механических испытаний влияние наработки на характеристики механических свойств оценивалось с помощью статистических критериев. Основным предположением при выводе нулевой гипотезе, было предположение о независимости характеристик механических свойств от наработки.
Значимость или случайность расхождений выборочных дисперсий нормально рапределенных случайных величин оценивалась на основе двухстороннего F-критерия, предполагающего в качестве основной гипотезу о принадлежности выборок генеральным совокупностям с равными дисперсиями, при альтернативной - дисперсии равны. С этой целью вычисляли статистику:
Представляли ее значение с критическим значением Fra/2 , определенным для уровней значимости a = 0,05 и a = 0,01 и при числе степеней свободы к] = Пі -1 и к2 = п2 -1, где щ и п2 - число испытанных образцов в первой и второй совокупностях. Если выполнено неравенство: улевую гипотезу, т.е. гипотезу о равенстве двух дисперсий выборок генеральных совокупностей, из которых взяты выборки, не отменяли. В противном случае нулевая гипотеза отвергалась.
При проверке гипотезу о равенстве средних двух совокупностей при статистическом равенстве дисперсий вычисляли:дисперсиюкритериальное соотношение использовали в виде: t \ tak, где а - уровень значимости, а к = щ + п2 - 2 - число степеней свободы. При различных дисперсиях использовали t - критерий:
На рис. 4.18 и 4.19 представлены зависимости временного сопротивления сплава Д16АТ от относительной глубины коррозионного поражения. Как видно из рис, 4.18 коррозионные поражения глубиной от 0.045 до 0.12 толщины листа панелей фюзеляжа примерно одинаково снижают временное сопротивление сплава Д16АТ. Более глубокие поражения вызывают большее снижение прочности. Общая тенденция иллюстрируется рис. 4.19, где представлены результаты испытаний, относящихся к сплаву Д16АТ с диапазоном относительных коррозионных поражений в пределах от 0,045 до 1 мм, т.е. до сквозных поражений обшивки.
На рис. 4.20 представлена зависимость условного предела текучести. В таблице 4.7 приведены результаты статистического анализа значимости отличий средних значений характеристик механических свойств материала Д16АТ с коррозионными поражениями и без них при одинаковой наработке. Как видно дисперсии характеристик для сплава Д16АТ в случаев можно считать статистически одинаковыми [69].
Отличие дисперсии характеристик для сплава Д16АТ при наработке 13896 л.ч. значимо отличаются только средние значения истинного сопротивления разрыву, при наработке 18866 л.ч. значимо отличаются средние значения модуля продольной упругости, условной текучести и временного сопротивления.
