Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Инженерный анализ повреждаемости хвостовой трансмиссии вертолета Ми-2 11
1.1 Основные сведения о повреждаемости авиационных конструкций 11
1.1.1 Повреждаемость конструкций при воздействии длительных статических нагрузок 11
1.1.2 Повреждаемость при циклическом нагружении 12
1.1.3 Повреждаемость при изнашивании 15
1.1.4 Повреждаемость конструкции от воздействия окружающей среды 22
1.2 Анализ опыта эксплуатации хвостовой трансмиссии вертолетов Ми-2 30
1.2.1 Результаты исследования промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2891057. 31
1.2.2 Результаты исследования промежуточных редукторов ПР-2 №№ Р-2881112, Р-2882175, Р-2792233. 44
1.2.3 Результаты исследования промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2901010. 59
1.2.4 Результаты исследования хвостового вала № 108037. 72
1.3 Выводы по главе 1 81
Глава 2. Оценка ресурсоспособности хвостового вала трансмиссии вертолета Ми-2 83
2.1 Подтверждение химического состава материала вала 84
2.2 Определение физико-механических свойств материала хвостовых валов трансмиссии 88
2.3 Определение твердости материала хвостовых валов трансмиссии 91
2.4 Металлографический анализ материала хвостовых валов трансмиссии
2.5 Выводы по главе 2 96
Глава 3. Проверочная оценка запаса прочности хвостового вала вертолета Ми-2 . 98
3.1 Методика прочностного расчета 98
3.2 Оценка запаса прочности вала с условной наработкой 0 103
3.3 Оценка запаса прочности вала с наработкой 4500 часов по результатам экспериментальных проверок . 103
3.4 Выводы по главе 3 105
Глава 4. Рекомендации по продлению ресурсов трансмиссии вертолета Ми-2. 106
4.1 Предпосылки к продлению ресурса трансмиссии вертолета Ми-2 106
4.1.1 Анализ надежности трансмиссии вертолета Ми-2 106
4.1.2 Сравнительный анализ надежности отечественных вертолетов марки Ми
4.2 Предлагаемые подходы в оценке и продлении ресурсов трансмиссии Ми-2 111
4.3 Предлагаемые работы, связанные с поэтапным продлением ресурса трансмиссии вертолета Ми-2 113
4.4 Выводы по главе 4 124
Заключение по диссертационной работе: 125
Сокращения 127
Список литературы 128
- Повреждаемость при изнашивании
- Определение твердости материала хвостовых валов трансмиссии
- Оценка запаса прочности вала с наработкой 4500 часов по результатам экспериментальных проверок
- Предлагаемые подходы в оценке и продлении ресурсов трансмиссии Ми-2
Введение к работе
Актуальность работы. Низкие показатели ресурсов элементов трансмиссии вертолетов отечественного производства, по сравнению с зарубежными аналогами - одна из проблем отечественного вертолетостроения. Данные для сравнения: назначенный ресурс хвостового вала вертолета Ми-2 составляет 4500 часов, межремонтный - 1500 часов. Межремонтный ресурс хвостового вала аналогичного по классу вертолета Bell 429 - 3200 часов, аналогичного по классу вертолета Eurocopter AS350 -3000 часов, более легкого вертолета Robinson R44 - 4400 часов, назначенный ресурс хвостовых валов вертолетов Bell 429, AS350 и R44 не установлен.
Для проведения экспериментальных исследований в диссертации выбран вертолет Ми-2, по причине того, что в настоящее время в вертолетном парке гражданской авиации России Ми-2 является самым распространенным среди вертолетов третьего класса, далеко опережая по количеству другие вертолеты такого же класса. На данный момент, в реестре гражданской авиации России находится более 100 единиц вертолетов Ми-2, и в связи с тем, что в ближайшие годы замены данного типа не ожидается, необходимо обеспечивать поддержание состояния летной годности имеющегося парка вертолетов Ми-2. В пользу выбора вертолета типа Ми-2 также говорит и тот факт, что 02.04.2015 г. по результатам специального обсуждения проблемы было решено поручить МВЗ им. М.Л. Миля и ГосНИИ ГА завершить работы по увеличению назначенных ресурсов и сроков службы вертолета Ми-2 до 12000 часов в течение 40 лет его эксплуатации и продолжить работы по исследованию возможности дальнейшего поэтапного продления назначенных ресурсов свыше 12000 часов и сроков службы свыше 40 лет.
Решение задач поддержания летной годности вертолетов Ми-2 сопряжено с тем, что на нем имеется более двадцати элементов конструкции, ресурсы которых менее ресурса планера вертолета в 2 и более раз. Их называют элементами с ограниченным ресурсом, и к ним в первую очередь относятся наиболее нагруженные элементы, отказы которых непосредственно влияют на безопасность полетов, например: лопасти, втулка несущего винта, хвостовой винт, главный редуктор, промежуточный и хвостовой редукторы, главный и хвостовой валы и другие.
Известно, что в настоящее время производство элементов с ограниченным ресурсом вертолета Ми-2 прекращено, а стоимость тех единичных экземпляров элементов (например, хвостовой винт), которые продолжают производиться, достигает нерентабельного уровня, так как их производство осуществляется не в России, а в Польше. В связи с этим, в ближайшее время, в связи с нехваткой элементов с ограниченным ресурсом, эксплуатация значительной части парка Ми-2, эксплуатируемого в России в настоящее время, может быть приостановлена. Таким образом, выходом из сложившейся ситуации является поэтапное индивидуальное продление
ресурсов и сроков службы лимитирующих элементов до ресурсных характеристик долговечности планера вертолета.
Исследованию с целью научного подтверждения возможностей продления ресурсов элементов на примере хвостовой трансмиссии вертолета Ми-2 и посвящена данная диссертационная работа.
Для обоснованного увеличения ресурса упомянутой трансмиссии необходимо иметь объективные данные по нагруженнности элементов трансмиссии на основных режимах полета, результаты стендовых испытаний, расчетов на прочность и пр.
В настоящее время объем таких материалов весьма ограничен, что диктует необходимость проведения специальных испытаний.
Полученные результаты будут использованы в проверочных расчетах ресурсов деталей элементов хвостовой трансмиссии по критериям кратковременной прочности, а также подготовки заключения о целесообразности продления ресурсов элементов хвостовой трансмиссии.
Таким образом, диссертация базируется на теоретических, расчетных и экспериментальных исследованиях элементов трансмиссии вертолета Ми-2, отработавших предельные ресурсы. Эксперименты проводились в условиях, максимально приближенных к реальным.
При разработке методов проведения исследований автор опирался на труды отечественных ученых в области исследований прочности и напряженно-деформированных состояний конструкций: Балашова Б.Ф., Дасковского И.М., Махутова Н.А., Феодосьева В.И. и др.
Объектом исследования являются элементы трансмиссии вертолета Ми-2.
Цель диссертационной работы - доказательство возможности увеличения назначенных ресурсов трансмиссии вертолетов, на примере элементов хвостовой трансмиссии вертолета Ми-2 с возможностью поэтапного продления этим элементам назначенного ресурса, вплоть до назначенного ресурса планера.
Методы исследования. В работе, в зависимости от решаемых задач были использованы аналитические и экспериментальные методы исследований эксплуатационных свойств конструкций, методы статистической классификации объектов и методы MSG-3 анализа.
Достоверность результатов.
Основные работы по исследованию выполнены с использованием современных экспериментально-теоретических методов, аттестованного и поверенного оборудования и базируются на общих законах химии, теории прочности, применении апробированных методик, а также сходимостью полученных результатов экспериментальных исследований с теоретическими данными.
Научная новизна состоит в следующем:
- установлены закономерности влияния наработки вала трансмиссии вертолета в реальных условиях на изменение структуры материала изделия;
введены научно обоснованные допущения, упрощающие расчет изменения физико-химических и прочностных характеристик материала исследуемого изделия;
на основе теоретических и экспериментальных исследований определены новые критерии, определяющие техническое состояние трансмиссии вертолета;
разработан новый метод оценки технического состояния вертолетных конструкций для возможности продления их ресурсов, основанный на экспериментальном и расчетном методах определения физико-химических и прочностных характеристик материала;
обоснованы объемы и периодичность выполнения дополнительных к Регламенту ТО работ для контроля в эксплуатации технического состояния изделий с продленными ресурсами.
На защиту диссертационной работы выносятся:
новый метод оценки технического состояния для возможности продления ресурсов вертолетных конструкций;
новые критерии для оценки возможности продления ресурсов трансмиссии вертолетов;
рекомендации по поэтапному продлению назначенного ресурса элементам хвостовой трансмиссии вертолета Ми-2 и назначение режимов контроля элементов хвостовой трансмиссии вертолета Ми-2 с продленным ресурсом при их техническом обслуживании.
Практическая значимость работы заключается в следующем:
применены новые, полученные в работе критерии, наглядно отображающие изменение химических, физико-механических и прочностных характеристик материала исследуемого изделия, позволяющие существенно повысить характеристики их долговечности и эффективность эксплуатации вертолетов в целом;
разработан метод продления ресурсов авиационных конструкций, позволяющий снизить время и расходы на данные виды работ, применять его к другим типам отечественных воздушных судов;
- разработаны рекомендации по дополнению Регламента ТО работами с
целью поддержания исправности и работоспособности элементов
конструкции вертолетов, которым продляется ресурс и с учетом
периодичности выполнения этих видов работ.
Личное участие автора.
Автор разработал новый метод оценки технического состояния, основанный на экспериментальном и расчетном методах определения физико-химических и прочностных характеристик материала, позволяющий решать задачи продления ресурса элементов трансмиссии вертолетов по новым критериям. Непосредственно принял участие в выполнении экспериментальных исследований элементов хвостовой трансмиссии вертолетов Ми-2, подтвердивших необоснованность ограничения назначенных ресурсов элементов трансмиссии и, в тоже время возможность поэтапного продления им назначенного ресурса. Диссертант разработал
б
мероприятия для сопровождения работ по поддержанию летной годности вертолетов Ми-2 с продленными ресурсами элементов хвостовой трансмиссии.
Апробация и публикация результатов диссертации. Основные
результаты диссертационной работы с достаточной полнотой представлены в
четырех докладах на заседаниях научно-технического семинара кафедры
«Техническая эксплуатация летательных аппаратов и авиационных
двигателей» Федерального государственного бюджетного образовательного
учреждения высшего профессионального образования «Московский
государственный технический университет гражданской авиации» (МГТУ
ГА) в мае 2011 г., в декабре 2012 г., в ноябре 2013 г., и в сентябре 2015 г., на
заседании секции Ученого совета в Федеральном государственном
унитарном предприятии «Государственный научно-исследовательский
институт гражданской авиации» в январе 2014 г, на заседании 71 кафедры
инженерно-авиационного обеспечения в Федеральном государственном
казенном военном образовательном учреждении высшего
профессионального образования «Военный научный центр «Военно-воздушная академия им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) в мае 2015 г и июле 2015 г.
Публикация результатов. Основные результаты диссертации опубликованы в 3 работах автора, 3 из которых - в изданиях, рекомендованных ВАК для публикации материалов кандидатских диссертаций.
Объем и структура работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав основного материала, заключения с общим объемом в 124 страницы, включая список цитируемой литературы из 75 наименований, 54 рисунка и 9 таблиц.
Повреждаемость при изнашивании
Уравнения (1.1-1.4) дают возможность найти конкретную функцию, описывающую повреждаемость при изнашивании в данных условиях на основе статистического исследования эксплуатационных износов конкретных элементов конструкций, имеющих наработку tii-1.
К структурно-чувствительным процессам нельзя отнести изнашивание при трении скольжения, как в случаях с длительным и повторно-переменным нагружениями. Среда, в которой идет процесс трения скольжения (качество, наличие, и достаточность смазки) здесь является решающим фактором.
Схватывание материала трущихся пар может быть причиной пониженной долговечности деталей шарнирных соединений, и может быть отнесено к патологическим явлениям при износовой повреждаемости.
Малая интенсивность изнашивания в предразрушающей стадии является особенностью изнашивания плунжерных пар. Допустимые предельные износы тут также довольно малы. Это можно объяснить тем, что, как пример, в гидравлических насосах увеличение зазора в плунжерных парах на 2…3 мкм существенно сказывается на подаче насосов. Как показали исследования, здесь многое зависит от точности начальных геометрических размеров цилиндров и поршней. Там, где удельные нагрузки выше, чем расчетные и способны продавить смазывающую среду, начинается интенсивный износ Довольно быстро изнашиваются шлицевые соединения, при наличии несоосности между ведомой шестерней привода элемента или узла и шлицевым ведущим валом. При этом практически неэффективны противоизносовые покрытия (серебрение, омеднение и т.п.), если несоосность сопрягаемых деталей, превышает 10 град.
Изнашивание при трении качения. Элементы конструкций (боковые поверхности зубчатых колес, тела качения в подшипниках), работающие при трении качения испытывают высокие контактные напряжения. Обычно они изготавливаются из высокотвердых марок стали и проходят сплошную термомеханическую обработку.
Микродеформации приводят к износовой повреждаемости при трении качения и провоцируют проскальзывание тел качения относительно внутренней или наружной обойм. Всегда происходит проскальзывание при качении. В подшипниках это следует из того, что поверхности наружного и внутреннего колец имеют различный радиус.
Детали подверженные высоким контактным напряжениям работают в режиме окислительного изнашивания в абсолютном большинстве случаев, где сравнительно медленно накапливаются продукты износа вместе с тем. В отдельных случаях возникают и другие виды изнашивания на поверхностях качения под влиянием разного рода факторов: абразивное изнашивание, изнашивание схватыванием, усталостное или контактное выкрашивание материала. Основным видом разрушения поверхности тел качения является усталостное изнашивание. Рассмотрим, как происходит повреждаемость при усталостном изнашивании.
Усталостное изнашивание - это изнашивание поверхности трения в результате многократного повторного микропластического деформирования объемов материала, которые приводят к возникновению микротрещин и отделению частиц (питтинг). Трещина, которая возникла под действием повторных нагружений развивается вглубь в направлении качения под небольшим углом к поверхности и впоследствии вновь выходит на поверхность, образуя при этом язвину. Ряд факторов влияют на интенсивность усталостного изнашивания. К основным относятся: физико-механические свойства материала, шероховатость поверхности, остаточные напряжения, коэффициент трения, уровень напряжений в материале, нагрев поверхности вследствие трения. Качество смазки наиболее существенный фактор в реальных условиях работы. Вязкость смазочного материала оказывает важное влияние на износовую повреждаемость. Более толстая смазочная пленка между поверхностями трущихся деталей образуется при более вязком масле, как следствие - лучше скрываются неровности контактируемых поверхностей. Более того, более вязкому маслу труднее проникнуть в начальную трещину и оказать расклинивающее влияние на ее развитие.
Процесс изнашивания зубчатых соединений обладает некоторыми характерными особенностями. Выкрашивание материала при контактном изнашивании начинается с образования на рабочей поверхности зубьев в зоне контакта с зубьями парного колеса небольшой трещины. При повторных нагружениях эта трещина растет под углом к поверхности вглубь, а затем меняет направление и выходит вновь на поверхность зуба, образуя раковину (рис. 1.3). На тех зубчатых колесах, у которых начальные контактные нагрузки неравномерно распределены по длине зуба (например, вследствие перекоса в зацеплении) наблюдается прогрессирующее выкрашивание. Усталостное и абразивное выкрашивание относят к разновидностям износовой повреждаемости подшипников качения.
На поверхности беговых дорожек подшипников, имеющих очаги усталостного изнашивания неоднократно приходилось наблюдать усталостное изнашивание, при этом установлено, что последние сформировались в результате проскальзывания тел качения в местах перехода из ненагруженной зоны в нагруженную. Значительное импульсное выделение теплоты трения, повышение температуры материала в поверхностном слое происходило по причине проскальзывания и приводило как следствие – к питтингу.
Для подшипников вертолетных конструкций, часто работающих в условиях повышенной запыленности характерно абразивное изнашивание. За счет присутствия абразивной среды у этих подшипников происходит ускоренное увеличение радиальных зазоров между беговыми дорожками и телами качения. Увеличенные зазоры создают хорошие условия для проскальзывания тел качения и в дальнейшем приводят к повреждаемости подшипников вплоть до их отказа. Повреждаемость при газоабразивном изнашивании. Некоторые детали авиационных конструкций (например, детали входных устройств и газовоздушного тракта ГТД, лопасти несущих винтов вертолетов, обтекатели) изнашиваются под ударным воздействием твердых абразивных частиц, которые содержатся в набегающем потоке воздуха. Этот вид изнашивания называется газоабразивным. Газоабразивное изнашивание наблюдается на профильной части лопаток ГТД чаще всего. Изнашиваясь по профилю, лопатка утончается, ее задняя кромка становится тонкой и острой как бритва. Это может привести к обрывам лопаток при работе (рис. 1.4) или помпажу двигателя. Установлено [40], что угол падения абразивной частицы на поверхность является основным параметром, который определяет интенсивность газоабразивного изнашивания. Когда удары абразивных частиц направлены перпендикулярно поверхности, наблюдается наиболее интенсивное изнашивание хрупких металлов. Наиболее повреждающими для пластических металлов являются частицы, падающие на поверхность под острыми углами. Твердые сплавы, которые содержат более 40% меди, изнашиваются значительно интенсивнее при перпендикулярном по отношению к поверхности падении абразивных частиц.
Определение твердости материала хвостовых валов трансмиссии
Распространение трещины происходило с формированием характерных усталостных линий, отражающих процесс регулярного нагружения детали от полета к полету. Усталостные линии сгруппированы в блоки, которые регулярно повторяются в направлении роста трещины (рис. 1.15). Ширина блока линии в направлении роста трещины значительных изменений не имеет и составляет 10 мкм на начальной стадии развития и 20 мкм на последнем участке разрушения. Отмеченная закономерность развития разрушения не противоречит известным представлениям о распространении полуэллиптических и эллиптических по форме фронта трещин в большом сечении детали и данным по характеру фактической нагруженности элементов конструкции концевой балки вертолетов Ми-2 (заключения № 4375-АК/106 от 30.01.86 г. и № 4729-АТ/106 от 27.08.86 г.).
По полученным характеристикам блоков усталостных линий была проведена оценка длительности роста трещин в процессе эксплуатации картера. На последнем участке разрушения картера размером 3,5…4 мм поверхность изломов менее окислена по сравнению с начальными участками. Степень окисления настолько различна, что между зонами наблюдается четкая граница (см. рис. 1.13). На последнем участке разрушения трещина была сформирована за 175…200 полетов вертолета. При средней продолжительности полета вертолета Ми-2, равной 30-ти минутам, период роста на последнем участке составляет около 80…100 часов. Согласно паспорту на промежуточный редуктор он был установлен на вертолет Ми-2 RA-14271 за 81 час эксплуатации до момента обнаружения трещины. Это удовлетворительно совпадает с оценкой длительности роста трещины на последнем участке 3,5…4 мм с учетом погрешностей расчета и оценки глубины трещины. Таким образом, при установке промежуточного редуктора на вертолет Ми-2 RA-14271 трещина в картере была и имела глубину или размеры по поверхностям около 15 мм. Рисунок 1.15 - Блоки усталостных линий на различных участках развития трещины Оценка длительности роста трещины на длине 15 мм осуществлена по ширине блока усталостных линий , равной 10…15 мкм. Установлено, что развитие трещины происходило за период эксплуатации картера не менее 1000…1500 полетов. С учетом последнего участка роста трещины общая длительность составляет 1200…1700 полетов или 600…850 часов налета вертолета.
Согласно паспортным данным на ПР-2 № Р-2891057 при ремонте на ЗАО «МАРЗ РОСТО» 17.06.96 г. установлен картер первой категории, а фактически был установлен картер с промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2907095. Наработка картера после этой установки составила 1263 часа или примерно 2526 полетов. Следовательно, на момент установки картера в нем трещина еще отсутствовала.
Расчет фактической долговечности картера ПР-2 с усталостной трещиной аналогичных характера и размеров от литейных дефектов в предыдущем случае показывает, что соотношение между периодом роста трещины до выявляемых размеров (период эксплуатации после ремонта 921 час) и периодом ее подготовки (инкубации) к старту от концентраторов напряжений глубиной до 2,4 мм (1000 часов) приблизительно составляет 48% к 52%. Для оценочных расчетов можно принять, что период собственно роста трещины равен периоду подготовки к ее старту от имеющегося концентратора. Используя данное соотношение для исследуемого случая с учетом однозначно установленного факта, что при последнем ремонте на ПР-2 № Р-2891057 был установлен картер с имеющейся предыдущей наработкой, можно предположить о наличии в нем концентраторов напряжений в виде коррозионных язв на момент проведения ремонта.
Металлографический анализ материала картера, проведенный с использованием светового оптического микроскопа MeF-2 по поперечному шлифу, изготовленному в зоне очагов зарождения усталостной трещины, показал наличие на поверхности детали коррозионных язв глубиной до 0,2 мм (рис. 1.16). Структура материала картера на удалении от поверхности удовлетворительная и представляет собой -твердый раствор на основе магния. Предел прочности материала картера (сплав МЛ-5), определенный путем испытания на разрыв стандартного образца (таблица 1.1), составляет 27,1 кг/мм2, что удовлетворяет требованиям технических условий чертежа (по ТУ - в22 кг/мм2). Таблица 1. d, мм F, мм2 Lo, мм P, кг в, кг/мм2 4,98 19,48 25,0 528 27,1 Рисунок 1.16 - Вид одной из коррозионных язв в поперечном шлифе (указана стрелкой) В результате полуколичественного спектрального анализа материала картера, проведенного с использованием спектрографа ИСП-30 [35], установлено, что по химическому составу материал детали соответствует магниевому сплаву МЛ-5 (таблица 1.2). Таблица 1.2 - Сравнение результатов спектрального анализа с основными легирующими элементами марочного состава сплава в % Марка Элементы Al Zn Mn Mg Si Cu Fe Ni МЛ-5 Образец 7,5-9,0 8,0 0,2-0,8 0,5 0,15-0,5 0,20 Основа Основа 0,25 0,1 0,1 0,03 0,08 0,08 0,01 0,01
Результаты выполненных исследований свидетельствуют, что усталостное разрушение картера промежуточного редуктора не связано с качеством его изготовления и материала отливки. Инициатором усталостного разрушения явились коррозионные поражения поверхности картера по литейному радиусу R 8 мм. Оценка длительности роста усталостной трещины и фактическое состояние исследуемой детали указывают, что при последнем ремонте на ЗАО «МАРЗ РОСТО» ПР-2 № Р-2891057 на него вместо картера первой категории, как отмечено в паспорте, был установлен картер с другого промежуточного редуктора, уже имеющий значительную предыдущую наработку в авиации МО и коррозионные язвы на поверхности по литейному радиусу R 8 мм. В исследовательской практике подобный случай отношения к силовым элементам конструкции вертолетов Ми-2, имеющим ограниченный сроки службы по наработке и календарю, отмечается впервые.
Вывод: трещина в картере промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2891057 вертолета Ми-2 RA-14271 расположена в наиболее нагруженной зоне и носит усталостный характер. Причиной ее образования явились коррозионные поражения материала картера по поверхности литейного радиуса R 8 мм, связанные с неопределенно длительной эксплуатацией этой детали до последнего ремонта в составе другого промежуточного редуктора ПР-2 № Р-2907095. Исследуемый картер после этой эксплуатации с имеющимися коррозионными поражениями установлен на ПР-2 № Р-2891057 в ремонте на ЗАО «МАРЗ РОСТО» вместо детали первой категории, как указано в паспорте.
Оценка запаса прочности вала с наработкой 4500 часов по результатам экспериментальных проверок
Целью проверочного расчета является определение запасов прочности с учетом трансформации свойств материала в процессе работы хвостового вала трансмиссии вертолета Ми-2, и сравнение полученного значения коэффициента запаса прочности с коэффициентом запаса прочности, установленного разработчиком для материала хвостового вала по данным из ГОСТа и данным чертежа хвостового вала трансмиссии вертолета Ми-2.
Опыт и эксперименты показывают, что ведущими видом нагружения вала является циклическое нагружение, при котором ожидаются дефекты усталостного характера.
Расчет на прочность таких деталей, как валы трансмиссии, которые работают при действии переменных напряжений на фоне статических напряжений от центробежных сил, производится на основе гипотез усталостной прочности для сложного напряженного состояния ассиметричного цикла.
Для хвостового вала трансмиссии характерным, в общем виде, является сочетание переменных напряжений кручения, растяжения, изгиба со статическим крутящим и изгибающим моментами. Определение запасов усталостной прочности в условиях сложного напряженного состояния производится с помощью операции приведения ассиметричного цикла переменных напряжений к симметричному через известные зависимости (диаграммы усталости) [4, 66]: {S _1) =/ та) ( тт) (та) (тт) N,T,q1...,qX (3.1) где (о-Д.,(гД. - амплитуды переменных напряжений у-й составляющей сложного напряженного состояния; (сгД.ДгД. - средние напряжения цикла у-й составляющей; N - база по числу циклов; Т- температура; q1...,q„ - конструктивные и технологические факторы (надрез, наклеп и пр.); (S ) - приведенные переменные напряжения симметричного цикла. Определение амплитуды симметричного приведенного цикла для составляющих компонент, с помощью зависимостей, осуществляют переход к эквивалентному напряжению: a _1=fls _1)j,H0\, (3.2) где, Я0 - принятая гипотеза усталостного разрушения. Запас усталостной прочности вычисляется как отношение предела выносливости материала при симметричном изгибе с учетом влияния качества поверхности, концентрации напряжения и масштабного фактора к приведенному переменному напряжению симметричного цикла [2]: Kv=j3a_1,a _1, (3.3) где - коэффициент, оценивающий влияние концентрации напряжений, чистоты обработки поверхности и масштабного фактора для детали.
В качестве исходной формы для зависимости (3.1), отражающей влияние ассиметрии цикла на величину амплитуды переменных напряжений, разрушающих материал за N циклов, используется линейная функция типа:
Линейная зависимость в простых случаях может быть заменена на степенную, однако, это приводит к усложнению вывода окончательной формулы. Учитывая, что амплитуда ассиметричного цикла, определенная по линейной зависимости, рассчитана с запасом, можно использовать эту зависимость при разных сочетаниях v и v. Значения коэффициентов а в предельных зависимостях (3.4, 3.5, 3.6, отражающих условие разрушения (crv,rv- разрушающие напряжения на базе N-циклов), могут быть заданы приближенно в виде: av=\-a_JaB; aT=\_Jrk. (3.7) Приведение действующих напряжений ассиметричного нагружения к симметричному циклу в расчете на прочность при переменных напряжениях в условиях сложного напряженного состояния может производиться следующими методами. Первый метод, приводимый в литературе и справочниках, основан на принципе постоянства значения коэффициента а как в предельной, так и в непредельной зависимостях (для действующих напряжений в детали). Это значит, что амплитуда приведенного симметричного цикла сг Дг ) вычисляется для неопредельной зависимости по формулам 4, 5, 6 в которых разрушающее значение амплитуды симметричного цикла о_х (г J заменяется на приведенное а -i(r -і), согласно гипотезе максимальных касательных напряжений, а именно [66]:
Эквивалентными напряжениями при таком подходе будут в соответствии со схемой на рис. 3.1 амплитуд сг _1,сгv1и ov2 . Очевидно, запасы прочности по переменной составляющей ассиметричного цикла Kv =аa/а_1 в этих трех случаях существенно разные. Поэтому в расчете на прочность деталей трансмиссии при переменных напряжениях следует перейти к другому методу приведения режима ассиметричного нагружения к симметричному циклу. Это предложение согласуется с принципом раздельного нормирования запасов по переменным и статическим напряжениям и основано на понятии эквивалентности режимов нагружения образца или детали переменными напряжениями при условии равенства запасов по амплитудам переменных напряжений в этих режимах.
На рис. 3.2. представлена схема приведения (эквивалентного перехода) режима от (av1,am1) к режиму а 1. В данном случае эквивалентным указанным режимом является также режим ( jv2,am2).
Так как доминирующей нагрузкой в данном случае является вибрационно-циклическая при кручении, то в расчетах необходимо учитывать частоты вращения хвостового вала, его диаметр и передаваемая им мощность, а также необходимо учитывать процессы старения материала вала при работе. В главе 2 было установлено, что процессы старения не оказывают влияния на изменение физико-механических свойств материала вала трансмиссии вертолета Ми-2, подвергшегося экспериментальному нагружению в течение 4500 часов, так как физико-механические характеристики материала вала остались практически на исходном уровне. Поэтому в расчетах используются только те реальные нагрузки, которым подвергается вал трансмиссии, имеющий наработку 4500 часов. Исходные данные материала: сталь 30ХН2МФА; а_і=400 МПа; ав=980 МПа; т_і/а_і=0,6, Частота вращения хвостового вала 2600 об/мин, диаметр вала 28 мм, передаваемая мощность 700 л.с.
Предлагаемые подходы в оценке и продлении ресурсов трансмиссии Ми-2
Для ответа «ДА» функциональный отказ должен иметь прямое негативное влияние на безопасность полетов. Прямое:
Чтобы иметь прямое влияние, функциональный отказ или обуславливаемое им вторичное повреждение должны вызывать последствия непосредственно, не в комбинации с другими функциональными отказами (резервирование отсутствует и изделие является основным в плане влияния его отказов на возможность вылета). Негативное влияние на безопасность полетов:
Влияние на безопасность считается негативным, если последствия отказа не позволят безопасно завершить полет и выполнить посадку и/или могут послужить причиной серьезного вреда здоровью или смерти людей на борту. Безопасность полетов:
Это понимается как проявление функционального отказа в интервал времени, в течение которого пассажиры и экипаж находятся на борту ВС с целью выполнения полета.
Выбираем ответ «ДА», который означает, что этот функциональный отказ должен быть отнесен к категории непосредственно влияющих на безопасность полетов и работа(ы) по ТО должна(ы) быть определена(ы) в соответствии с положениями раздела 2-3-6.1 [1].
Раздел 2-3-6.1 функциональный отказ рассматриваемых элементов как явно влияющий на безопасность полетов (Категория 5 - Evident Safety – ES). Категория ES должна рассматриваться с пониманием того, что работы по ТО необходимы для обеспечения безопасной эксплуатации. Для этой категории должны быть заданы все вопросы соответствующей ветви логической схемы. Если ни одной эффективной работы по результатам анализа не будет выбрано, то обязательна доработка конструкции. Последовательность анализа для функционального отказа категории ES приведена в (см. рис. 4.1) [1]. Из этого рисунка вытекает следующий вопрос: Вопросы 5А, 6А, 7А, 8А и 9А: Являются ли смазка или технологическое обслуживание приемлемыми и эффективными? Рассматривается любой вид смазки или технологического обслуживания в целях поддержания заложенных в конструкцию характеристик. Выбираем ответ «ДА» и получаем результат «LU/SV», который означает Lubrication / Servicing – смазка и техобслуживание. Смазка выполняется по Регламенту ТО через каждые 25 часов налета. Для надежной эксплуатации, в плане работ по техобслуживанию наиболее надежным будет внесение в Регламент ТО специальных детальных осмотров с применением методов неразрушающего контроля.
Неразрушающий контроль (НК) - контроль свойств и параметров объекта, при котором не должна быть нарушена пригодность объекта к использованию и эксплуатации. Основными методами неразрушающего контроля, применяемыми в гражданской авиации, являются: оптико-визуальный, вихретоковый, магнитопорошковый, акустический (ультразвуковой), капиллярный, рентгенографический [27, 39, 52, 73]. Каждый из этих методов имеет ряд преимуществ и недостатков. Кратко рассмотрим достоинства и недостатки каждого метода неразрушающего контроля, с целью выбрать наиболее подходящий метод, применительно к нашему случаю.
Магнитопорошковый метод. Достоинствами магнитопорошкового метода является высокая чувствительность, простота технологии и возможность однотипной проверки различных по форме и размерам деталей, возможность контроля деталей без снятия с летательного аппарата (при наличии доступа для намагничивания и осмотра контролируемого участка), малое время контроля, возможность точно установить место дефекта, направление распространения, протяженность и его характер.
К недостаткам метода относятся: необходимость удаления защитных лакокрасочных покрытий толщиной более 0,03 мм; возможность попадания частиц магнитного порошка в подшипники, в прецизионные сочленения: сложность размагничивания некоторых узлов и в случае неполного размагничивания деталей из-за ошибки контролера возможность их влияния на курсовые индикаторы и на износ трущихся сочленений; затрудненность в некоторых случаях расшифровки результатов контроля в связи с выявлением ложных дефектов [18].
Капиллярные (цветной, люминесцентный и др.) методы. Достоинства: высокая чувствительность и разрешающая способность; наглядность результатов контроля; возможность точно установить место расположения дефекта, направление его распространения, протяженность; универсальность основных технологических операций при контроле объектов разной формы из различных материалов; возможность контроля в один прием больших зон поверхности деталей; возможность изготовления дефектограммы или фотоснимка с выявленными дефектами; простота технологии контроля, позволяющая быстро готовить специалистов.
К недостаткам капиллярных методов относятся: необходимость удаления защитных покрытий любой толщины; высокая трудоемкость контроля (при отсутствии механизации) и длительность процесса контроля (1…3 ч); низкая вероятность обнаружения дефектов, перекрытых окисными пленками, тонким слоем деформированного материала (после механической обработки) или сжатых значительными остаточными или рабочими напряжениями в детали. Некоторые дефектоскопические материалы вредны для обслуживающего персонала, что обуславливает необходимость использования защитных приспособлений.
Вихретоковый метод. Преимущества метода проявляются, в первую 119 очередь, при дефектации деталей с защитными покрытиями, небольших по площади участков, деталей в труднодоступных местах конструкции, при поиске малораскрытых трещин (с шириной раскрытия у выхода на поверхность 0,5 мкм) и трещин, перекрытых «мостиком» из деформированного материала. К недостаткам метода следует отнести: отсутствие наглядности результатов контроля; сложность определения характера дефекта и его размеров по результатам контроля; большую трудоемкость ручного контроля накладным преобразователем значительных поверхностей; меньшую, чем, например, у магнитопорошкового или цветного методов, чувствительность к поверхностным дефектам по их глубине и протяженности [53].
Ультразвуковой метод. Достоинства метода: позволяет выявлять дефекты различного происхождения практически во всех сталях и сплавах (магнитных и немагнитных), из которых изготовляют детали и узлы самолетов, вертолетов и их двигателей. Исключение составляют только некоторые крупнозернистые жаропрочные сплавы, применяемые в конструкциях ГТД. Важным достоинством метода является возможность выявления при одностороннем подходе к изделию внутренних дефектов, расположенных на большой глубине или выходящих на недоступную поверхность. [7, 18, 52] Ультразвуковой метод обладает достаточно широкими возможностями и по обнаружению дефектов различных видов. Так, этот метод позволяет регистрировать большинство производственно технологических и эксплуатационных дефектов.
Недостатки метода: требуется, как правило, разработка специальных преобразователей, дополнительных устройств и конкретных методических рекомендаций применительно к каждому типу детали и узла. Метод не позволяет точно оценивать размеры и характер обнаруживаемых дефектов. Затруднен контроль ультразвуковым методом деталей сложной формы, имеющих сверления, проточки, галтели, валики усиления сварных швов и другие конструктивные отражатели, усложняющие расшифровку результатов [19].