Содержание к диссертации
Введение
1. Проблемы поддержания летной годности длительно эксплуатируемых воздушных судов 12
1.1.Состояние вопроса. Постановка цели и задач исследований 12
1.1.1. «Возрастная» структура российского парка ВС зарубежного и отечественного производства 12
1.1. 2 Система поддержания летной годности длительно эксплуатируемых ВС РФ и некоторые направления ее совершенствования 15
1.2. Статистика и анализ эксплуатационных повреждений «стареющих» самолетов с точки зрения их влияния на характеристики живучести планера 17
1.2.1 Систематизация эксплуатационных повреждений планера и агрегатов самолетов Ту-154М, Ил-86, Ил-76 с большим налетом 17
1.2.2. Коррозия как фактор, определяющий ресурсное состояние 29
1.3. Методы оценок характеристик живучести планера силовых элементов воздушных судов 31
1.3.1 «Допустимость повреждения» как основной принцип проектирования и эксплуатации авиаконструкций 31
1.3.2 Основные характеристики живучести силовых элементов 34
1.3.3 Оценка безопасного ресурса силовых элементов авиаконструкций, эксплуатируемых по принципу «гарантированного ресурса» 35
1.3.4 Оценка безопасного ресурса и периодичности контроля силовых элементов. 40
1.4. Определение цели и задач исследования 41
Выводы по первой главе 43
2. Экспериментальные исследования длительности роста трещин при нагружениях, имитирующих эксплуатационные спектры 45
2.1. Особенности исследования закономерностей развития усталостных трещин при эксплуатационных режимах нагружения 45
2.2. Формирование в испытаниях моделей эксплуатационного нагружения 47
2.2.1. Общие принципы формирования 47
2.2.2. Компоновка стандартных блок-программ 48
2.3. Формирование программ, имитирующих эксплуатационные спектры нагружения авиаконструкций 53
2.3.1. Блок-программы "типовой полет" 53
2.3. 2. Блок-программы нагружения типа "TWIST", "ПУСК" 58
2.4. Образцы для испытаний, оборудование и технология проведения эксперимента 62
2.4.1. Испытания при нерегулярных нагрузках 62
2.4.2. Испытания на коррозионную стойкость 66
2.5. Результаты экспериментальных исследований 70
Выводы по второй главе 75
3. Разработка метода уточнения характеристик живучести и коэффициентов безопасности по периодичности осмотров 76
3.1. Обзор существующих подходов к оценкам периода живучести. 76
3.2. Модель расчетов длительности роста трещин с учетом случайного характера нагружения и наличия коррозионных повреждений 86
3.3. Упрощенная оценка коэффициентов запаса при расчетах периодичности контроля. 100
Выводы по третьей главе 105
4. Процедура поддержания летной годности длительно эксплуатируемых воздушных судов и ее практическая реализация 106
4.1. Сущность процедуры поддержания летной годности в процессе эксплуатации 106
4.2. Практическая реализация процедуры поддержания летной годности самолетов ТУ-154 108
4.2. 1. Ресурсы самолета и поэтапное продление 108
4.2.2. Обеспечение безопасности эксплуатации в пределах установленных ресурсов и сроков службы 111
4.2.3 Поддержание летной годности самолетов Ту-154М, эксплуатируемых по безремонтной технологии 121
4.2.4 Мониторинг состояния элементов конструкции самолетов (на примере Ту-154М ОАО «Аэрофлот-РАЛ») 124
4.3. Прогноз коррозионного состояния конструкции транспортного самолета на стадии проектирования 130
Выводы по четвертой главе 136
Основные выводы 137
Литература 139
Приложение 1 Дефекты конструкции, выявленные в процессе эксплуатации и ремонта 153
Приложение 2 Перечень профилей и фитингов, необходимый для ремонта фюзеляжа самолета Ту-154М, обусловленный коррозионным повреждением 160
Приложение 3 Схемы коррозионных повреждений элементов конструкции фюзеляжа самолетов ТУ-154М ОАО АК «АЭРОФЛОТ-РАЛ», прошедших «Ф-2» - форму периодического ТО в центре ТОиР ЗАО «АТБ ДОМОДЕДОВО» в 2007 году 166
- Систематизация эксплуатационных повреждений планера и агрегатов самолетов Ту-154М, Ил-86, Ил-76 с большим налетом
- Испытания на коррозионную стойкость
- Модель расчетов длительности роста трещин с учетом случайного характера нагружения и наличия коррозионных повреждений
- Обеспечение безопасности эксплуатации в пределах установленных ресурсов и сроков службы
Введение к работе
Актуальность темы. Расчетные условия оценок ресурсных характеристик силовых элементов воздушных судов (ВС), применяемые в отечественной и зарубежной практиках, приводятся в нормативных документах АП 25, FAR 25, CS 25, нормах ICAO и др. Методы расчетов ресурсных характеристик авиаконструкций, применяемые в зарубежных самолетостроительных фирмах, достаточно схожи с отечественными (наиболее существенные отличия можно отметить в значениях коэффициентов надежности). Значительный вклад в области обеспечения безопасности эксплуатации по условиям прочности внесли ученые ЦАГИ, ГосНИИ ГА, руководители и ведущие специалисты ОКБ: А.Ф.Селихов, В.Л.Райхер, Ю.А.Стучалкин, В.Г.Лейбов, А.З.Воробьев, Г.И.Нестеренко, М.С.Громов, В.СШапкин, Фролков А.И., Далецкий СВ., Антонюк В.А., Сиротин Н.Н., Ю.М.Фейгенбаум, Шенгардт.А.С, В.И.Абрамов, ЕЛ.Виноградов, В.Е.Стрижиус, В.Х.Сахин, В.В.Левицкий и другие.
В настоящее время осуществляется перевод авиатехники на эксплуатацию без плановых капитальных ремонтов (эксплуатацию по состоянию). При этом, в системе обеспечения безопасности эксплуатации ВС по условиям прочности при длительной эксплуатации, принципиальное значение приобретают вопросы контроля текущего ресурсного состояния силовой конструкции планера как каждого экземпляра, так и парка в целом.
Основой такого контроля являются работы по периодическому уточнению характеристик живучести основных силовых элементов планера самолета в процессе эксплуатации. Таким образом выбор темы работы в настоящих условиях является актуальной задачей.
Уточнение характеристик живучести может быть проведено по следующим основным направлениям:
- разработка расчетных методов оценок усталостной долговечности и дли
тельности роста трещин, наиболее полно учитывающих спектр эксплуатационных
факторов;
экспериментальные исследования на усталость и циклическую трещино-стойкость при нагрузках, имитирующих эксплуатационные;
обобщение, анализ и сведение в базу данных информации об эксплуатационных повреждениях силовых конструкций и действующих нагрузках.
Учитывая актуальность вышеперечисленных проблем, в качестве объекта исследований автором рассматривался собственно планер магистрального пассажирского самолета (на примере планера Ту-154), а в качестве предмета исследования - его (планера) характеристики живучести.
Цель работы - обеспечение летной годности длительно эксплуатируемых самолетов, путем уточнения характеристик живучести.
Для достижения этой цели в диссертационной работе поставлены и решаются сщдщшциезадачщ:
создание информационной базы, обеспечивающей периодический контроль за техническим состояние самолета;
систематизация данных об эксплуатационных повреждениях планера ЛА с большим налетом;
определение перечня критических с точки зрения усталости и коррозионной стойкости зон и элементов конструкции;
разработка схемы коррозионных повреждений элементов конструкции;
проведение лабораторных экспериментальных исследований усталостной долговечности и циклической трещиностойкости образцов при нагружениях, имитирующих условия эксплуатации;
разработка методики расчета периода живучести тонкостенных элементов планера, наиболее полно учитывающей основные эксплуатационные факторы, а
«оке соотношение для оценок коэффициентов надежности по периодичности знтроля трещиноопасных элементов;
разработка процедуры поддержания летной годности самолетов, эксплуа-грующихся с увеличенным межремонтным ресурсом и сроком службы;
разработка методики прогнозирования коррозионного состояния проекти-уемых самолетов на основании накопленного опыта эксплуатации самолета У-154М.
Методологической основой исследований являлись нормативные докумен-л и методики по оценкам ресурсов авиатехники, основные положения механики врушения, сопротивления материалов, аэродинамики и динамики полетов, меда теории вероятностей и математической статистики. В качестве исходных атериалов использовались результаты натурных и полунатурных стендовых ;сурсных испытаний, проведенных в ОКБ и на предприятиях ГА; данные фото-жументирования состояния планера, полученные в НЦ ПЛВГС ГосНИИ ГА в юцессе работ по сертификации и продлению ресурсов ВС; результаты лабора->рных экспериментальных исследований на усталость и коррозионную стой-)сть, проводимых в ОНИЛ-15 МГТУ ГА и других организациях.
Достоверность и адекватность результатов исследований подтверждает-[ опытом эксплуатации. Установленные зависимости и закономерности теоретики объяснимы и сопоставимы с эксплуатационными и экспериментальными иными.
Научная новизна и теоретическая значимость работы заключается в раз-іботке:
метода уточнения характеристик живучести длительно эксплуатируемых здушных судов;
методики расчета периода живучести тонкостенных элементов планера, [итывающей случайный характер эксплуатационных нагрузок и наличие корро-онных повреждений, а также соотношение для оценок коэффициентов запасов
по периодичности контроля трещиноопасных элементов, которые позволяют получить уточненные оценки остаточного ресурса и периодичность их контроля;
методики прогнозирования коррозионного состояния проектируемых самолетов, которая позволяет осуществлять превентивные мероприятия по поддержанию летной годности вводимых в эксплуатацию воздушных судов;
процедуры поддержания летной годности самолетов, эксплуатирующихся с увеличенным межремонтным ресурсом и сроком службы.
Автор выносит на защиту:
метод уточнения характеристик живучести длительно эксплуатируемых воздушных судов;
методику расчета периода живучести тонкостенных элементов планера, учитывающую случайный характер эксплуатационных нагрузок, и наличие коррозионных повреждений, а также соотношение для оценок коэффициентов запасов по периодичности контроля трещиноопасных элементов, которые позволяют получить уточненные оценки остаточного ресурса и периодичность их контроля;
методику прогнозирования коррозионного состояния проектируемых самолетов, которая позволяет осуществлять превентивные мероприятия по поддержанию летной годности вводимых в эксплуатацию воздушных судов;
процедуру поддержания летной годности самолетов, эксплуатирующихся с увеличенным межремонтным ресурсом и сроком службы;
систематизированные данные об эксплуатационных повреждениях планера ЛА с большим налетом; перечень критических с точки зрения усталости и коррозионной стойкости зон и элементов конструкции; схемы коррозионных повреждений элементов конструкции как информационное обеспечение для научного обоснования выбора режимов ТО и Р длительно эксплуатируемых самолетов;
результаты экспериментальных исследований усталостной долговечности и циклической трещиностойкости при нагружениях, имитирующих условия экс-
гагуатащш, для расчетно-экспериментальных оценок периодичности контроля силовых элементов длительно эксплуатируемых самолетов;
- методику расчета периода живучести тонкостенных элементов планера, учитывающую случайный характер эксплуатационных нагрузок и наличие коррозионных повреждений, а также соотношение для оценок коэффициентов запасов по периодичности контроля трещиноопасных элементов, позволяющих получить уточненные оценки остаточного ресурса и периодичность их контроля.
Личный вклад автора Работы по переводу самолетов Ту-154М на эксплуатацию с увеличенным межремонтным ресурсом и сроком службы выполнены при непосредственном участии автора (как руководителя группы поддержания летной годности самолетов семейства «Ту») совместно со специалистами ОАО "Туполев". При этом сформулированы требования и перечень к работам по ТО и Р, проанализированы и оценены эффективность эксплуатации.
Автором проведен системный статистический анализ эксплуатационных повреждений планера самолета Ту-154М для выявления потенциально опасных мест с точки зрения усталости и коррозионной стойкости силовых элементов для обеспечения превентивных мероприятий по поддержанию летной годности длительно эксплуатируемых самолетов, эксплуатируемых с увеличенным межремонтным ресурсом и сроком службы.
Автором разработана методика расчетов длительности роста трещин усталости при наличии коррозионных повреждений и условиях воздействия нерегулярных нагрузок; получено соотношение для оценок коэффициентов надежности по периодичности контроля в зависимости от качества дефектации (вероятности обнаружения трещин при однократном осмотре), что в совокупности позволяет научно обоснованно устанавливать и корректировать в эксплуатации интервалы между осмотрами.
Практическое значение и экономическая эффективность работы обусловлена возможностью использования ее результатов для перевода авиатехники
на эксплуатацию с увеличенным межремонтным ресурсом и сроком службы от 10000 летных часов, 4000 полетов, 6 календарных лет до 30000 летных часов, 11000 полетов, 20 календарных лет.
Реализация результатов. Результаты диссертационной работы являются составной частью процедуры поэтапного расширения межремонтных ресурсов и сроков службы парка самолетов. По восьми авиакомпаниям при личном участии автора подготовлено 11 решений. В частности:
Решение "Об условиях установления парку самолетов Ту-154М ОАО "Аэ-рофлот-РАЛ" межремонтного ресурса и срока службы (8000 летных часов, 10000 полетов, 15 календарных лет) в пределах назначенного ресурса 50000 летных часов, 20000 полетов, 30 календарных лет" (утв.09.01.2005г., рег.№ 5.9-19ГА).
Решение Дополнение №3 к Решению Ространснадзора .№ 5.9-19ГА от 09.01.2005г. "Об условиях установления парку самолетов Ту-154М ОАО "Аэрофлоте АЛ" межремонтного ресурса 30000 летных часов, 11000 полетов в пределах межремонтного срока службы 15 календарных лет и назначенного ресурса срока службы 50000 летных часов, 20000 полетов и 30 календарных лет" (утв. 12-21.04.2006г., рег.№ 5.9-152ГА).
- Решение "Об условиях установления парку самолетов Ту-154М OAI
"Авиакомпании "ЮТэйр" межремонтного (до 1-го ремонта) ресурса 25000 летны
часов, 10000 полетов в пределах действующего межремонтного (до 1-го ремонт:
срока службы 15 календарных лет, назначенного ресурса и срока служб
50000 летных часов, 20000 полетов и 30 календарных лет" (утв.31-12.2008г
рег.№ 8.9-688ГА).
Апробация работы. Основные материалы выполненных исследований отдельные результаты работы докладывались на Международной научні технической конференции, посвященной 85-летию гражданской авиации. Роса 22-24 апреля 2008 г.; на международной научно-технической конференции, п< священной 80-летию гражданской авиации России 17-18 апреля 2003 г., Москв
на научно-технических семинарах и совещаниях в ГосНИИ ГА и самолетостроительных ОКБ.
Публикации. Научные и практические результаты диссертационной работы опубликованы в одной монографии и 20 печатных работах, в том числе 12 - в изданиях, рекомендуемых ВАК РФ.
Дальнейшее развитие работы связано с распространением полученных результатов на другие типы ВС и разработкой автоматизированных систем оценок текущего ресурсного состояния конструкции планера ЛА по критериям усталостной долговечности и коррозионной стойкости. Необходима проработка вопросов прогнозирования ресурсного состояния новых типов ВС на основе информации длительно эксплуатируемых ВС.
Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, списка литературы, трех приложений. Работа содержит 21 таблицу, 90 рисунков, список использованных источников из 160 наименований. Общий объем работы - 152 листа сквозной нумерации основного текста и 28 листов приложений.
Систематизация эксплуатационных повреждений планера и агрегатов самолетов Ту-154М, Ил-86, Ил-76 с большим налетом
В основе оценки технического состояния воздушных судов лежит сбор и систематизация сведений о неисправностях, отказах, повреждениях и дефектах, выявляемых в процессе эксплуатации.
Результаты систематизации и их анализ позволяет выработать мероприятия по упреждению отказов, неисправностей и обеспечить целостность конструкции планера ВС.
Ниже, на основе информации (данные до 2004 года), накопленной в базе данных, приведены результаты анализа эксплуатационных повреждений планера самолетов типа Ту-154, Ил-86, эксплуатировавшихся в Западно-Сибирском регионе, и восемнадцати самолетов Ил-76.
Для анализа взяты сведения о повреждениях, выявленных в ходе де-фектации конструкции планера самолета при проведении регламентных работ по техническому обслуживанию ВС, и работ по продлению назначенных и межремонтных ресурсов и сроков службы.
В качестве классификационных групп выбраны агрегаты конструкции планера: фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, мотогондолы, шасси. Классифицируемыми признаками являлись повреждения, вызванные износом, коррозией, механическим воздействием и усталостью. При систематизации не учитывались повреждения, не влияющие на несущую способность элементов конструкции планера ВС.
Результаты систематизации представлены в виде диаграмм и таблиц.
Из диаграммы (рис. 1.4) видно, что на коррозионные повреждения приходится 86% всей совокупности обнаруженных повреждений в конструкции планера, на усталостные повреждения приходится 6%, на износ — ЄА , на механические повреждения - 2%.
Распределение повреждений по агрегатам конструкции планера самолета показано на рис. 1.5. Наибольшее количество повреждений приходится на фюзеляж самолета 88%, на крыло - 8%, на хвостовое оперение и мотогондолы - по 2%.
Рассмотрим результаты классификации видов повреждений на агрегатах планера:
Фюзеляж. Из диаграммы (рис. 1.6) видно, что преобладающим эксплуатационным повреждением фюзеляжа является коррозия (96%). На усталостные повреждения приходится 2%, на повреждения от износа - 2%. Механических повреждений на фюзеляже не выявлено.
Хвостовое оперение. Основными видами повреждений хвостового оперения, как и крыла, являются усталостные трещины, износ кинематических пар агрегатов механизации и механические повреждения (рис. 1.8).
Графическая интерпретация представленных данных свидетельствует о том, что наиболее сильно коррозией поврежден стрингерный набор. Расслаивающая коррозия стрингеров - основной тип коррозионных повреждений самолетов типа Ту-154. Следующими элементами, наиболее подверженными коррозией являются обшивка фюзеляжа, балки пола и шпангоуты. На рис. 1.10 под формулировкой «элемент конструкции планера" подразумеваются конструктивные элементы типа кронштейнов, узлов крепления и др.
На основе информации, накопленной в базе данных о повреждении стрингеров, балок и шпангоутов фюзеляжа, определены наименования позиций элементов, в которых коррозия повторялась неоднократно. Эти результаты представлены на диаграммах рис. 1.11-1.13.
Из диаграммы (рис. 1.14) видно, что на коррозионные повреждения приходится 61% всей совокупности обнаруженных повреждений в конструкции планера, на усталостные повреждения - 17%, на износ - 16%, на механические повреждения - 6%.
Распределение повреждений по агрегатам конструкции планера самолета показано на рис. 1.15. Наибольшее количество повреждений приходится на фюзеляж самолета 82%, остальное на крыло 14%, оперение и шасси - 3 % и 1%, соответственно.
Крыло. Основным видом повреждений крыла является износ кинематических пар агрегатов механизации крыла 66%, на усталость и механические повреждения приходится по 17% (рис. 1.17).
Хвостовое оперение. В хвостовом оперении эксплуатационные повреждения распределились практически поровну между износом 34%, усталостью 33% и коррозией 33% (рис. 1.18).
Распределение повреждений от коррозии среди конструктивных элементов фюзеляжа отражают гистограммы на рис. 1.19 и 1.20.
Как видно из рис. 1.19, наиболее сильно коррозии подвержена обшивка, стрингерный набор и шпангоуты.
В таблице 1.2 приведены численные показатели значений выявленных повреждений и их процентные доли.
Для анализа и обобщения использовались результаты документирования технического состояния восемнадцати самолетов Ил- 76Т, ТД (два из них проходили документирование технического состояния два раза, а один - три раза), на которых проводились работы по продлению назначенных и межремонтных ресурсов и сроков службы. Распределение повреждений по элементам конструкции самолета Ил-76Т, ТД представлено в табл.1.3 и на рис. 1.21, а распределение видов повреждений - в табл. 1.4 и на рис. 1.22.
Испытания на коррозионную стойкость
При испытаниях ставились следующие задачи.
1. Провести усталостные испытания серии образцов (имитаторов обшивки конструкции фюзеляжа с поверхностными коррозионными повреждениями) и определить их долговечность.
2. Уточнить параметры предельного состояния конструктивного элемента с коррозионным поражением.
3. Провести данный эксперимент для искусственно созданного коррозионного дефекта со структурой коррозионного поражения, соответствующей эксплуатационной.
Для экспериментальных исследований влияния коррозии на ресурсные характеристики образцы вырезались поперек проката из плакированного листа в стадии поставки (марка сплава Д16АТ). Номинальные размеры поперечного сечения образца в рабочей части составляли 30x1.90 мм. В большинстве случаев в конструкции самолета (например, типа Ту-154) направление проката листов совпадает с направлением полета. Выбранное расположение продольной оси образца относительно проката листа будет имитировать нагрузку от кольцевых напряжений и соответствует положению образца перпендикулярно направлению полета, т.е. рассматривается продольная трещина в фюзеляже самолета.
Для проведения усталостных испытаний использовались образцы двух типов. Первый тип - полоса с центральным отверстием соответствующая типу VII ГОСТ 25.502-79. Второй тип - полоса с искусственным коррозионным дефектом, см. рис. 2.18.
В основу моделирования коррозионных дефектов положено химическое взаимодействие металла с раствором электролита, путем искусственного создания агрессивной среды. Так как исследование ведется в области коррозионных поражений, то в случае химического нанесения концентратора напряжений физико-механические характеристики материала отражают те свойства дефектов, которые встречаются в эксплуатации ВС. В этом случае необходимо контролировать вид коррозии металлографическим способом, чтобы получить соответствие искусственных и эксплуатационных повреждений.
Нанесение коррозионных дефектов осуществлялось на одной из сторон образца. Использовались трубки из органического материала с внешним диаметром 7 мм и высотой 60 мм, которые прикреплялись к поверхности образцов пластичной замазкой. В предварительно вымытые дистиллированной водой и высушенные в духовом шкафу трубки заливался электролит. После завершения процесса нанесения коррозионных повреждений образцы после 68 довательно промывались в воде и просушивались на воздухе. В результате коррозионный дефект представлял пятно геометрически приближенного к окружности с диаметром d и глубиной h. Для выращивания коррозионного дефекта выбирался раствор, в состав которого входили: кислота соляная, натрий хлористый, вода дистиллированная. Сочетание указанных компонентов раствора позволило "вырастить" коррозионный дефект по своей структуре, соответствующи й эксплуатационному.
Усталостные испытания проводились в воздушной среде при температуре 18-20С. Образцы нагружались гармоническими циклическими напряжениями при частоте 40 Гц с коэффициентом асимметрии цикла R=0.
Образцы с коррозионным дефектом испытывались на двух уровнях максимальных напряжений цикла сгтах = 135 МПа и ттах =120 МПа. Напряжения заданы для «брутто» сечения образца. На первом уровне напряжений испытано 48 образцов, на втором уровне испытано 29 образцов.
Образцы с центральным отверстием испытывались на трех уровнях максимальных напряжений цикла: crmax= 100 МПа, сгтах =110 МПа, сгтах = 120 МПа. На первом уровне испытано 5 образцов, на втором уровне 6, на третьем 7 образцов.
Предельным состоянием элементов конструкции с коррозионными дефектами можно считать состояние, приводящее к допустимому повреждению. Допустимое повреждение предполагает, что оно не нарушит функциональные свойства конструкции и будет выявлено при оцеке технического со-тояния в ходе ТО или целевого осмотра экземпляра ВС.
На рисунке 2.19. представлены данные роста коррозии на элементах конструкции фюзеляжа самолетов между формой технического обслуживания «Ф2» для рассматриваемой группы самолетов.
На рисунке 2.20 показаны эмпирические линии регрессии логарифмов относительного объема корродированного материала и числа циклов до разрушения образца.
В результате испытаний на коррозионную стойкость построены кривые усталости (рис.2.21) для образцов с различной степенью коррозионных повреждений. Степень коррозионных повреждений оценивалась по значению коэффициента концентрации напряжений.
Модель расчетов длительности роста трещин с учетом случайного характера нагружения и наличия коррозионных повреждений
Методика предназначена для расчетов длительности развития сквозных усталостных трещин в тонкостенных элементах авиационных конструкций при нерегулярном нагружении.
Методика предполагает, что коэффициент интенсивности напряжений (КИН) вдоль фронта трещины задается аналитически или в виде сеточной функции, т.е. может быть получен по справочным данным либо предварительным расчетом численными методами. Траектория трещин задается прямолинейной.
Методика ориентирована и апробирована для: тонкостенных конструкций, выполненных из конструкционных авиационных сплавов типа Діб и В95.
Необходимость создания конструкций, спроектированных по принципам «безопасных повреждений» или «безопасных разрушений», минимизирующих вероятность неконтролируемого распространения трещин усталости, требует совершенствования методов расчета характеристик живучести элементов конструкций воздушных судов при режимах нагружения, максимально приближенных к эксплуатационным, которые, отличаются существенной нерегулярностью и возможным наличием коррозионных повреждений.
Сложность выполнения расчетов при таких видах нагружения заключается в том, что значение приращения длины трещины за цикл зависит не только от величины действующих в данный момент времени напряжений, но и от состояния материала в окрестности вершины трещины, в основном определяемого предысторией нагружения. Существующие эмпирические модели развития трещин усталости не являются универсальными и удовлетворительно согласуются лишь с конкретными условиями проведения экспериментальных исследований. Они могут быть классифицированы по единому признаку - способу моделирования механизма развития трещины усталости с учетом эффектов взаимодействия циклов различной амплитуды. Это модели, основанные на концепциях:
- остаточных сжимающих напряжений[83];
- закрытия трещины [104];
- деформационного упрочнения материала у вершины трещины[117];
- изменения ориентации, ветвления трещины[105];
- совместного учета действия нескольких факторов[98,102,114].
Более перспективными представляются модели, учитывающие взаимодействие нескольких факторов. Их анализ свидетельствует о том, что наиболее полно механизм развития трещин усталости учитывает модель Мацуока. Он экспериментально установил эффект, заключающийся в том, что скорость роста тещины принимает минимальное значение не немедленно при перегрузке, а лишь после увеличения длины трещины на Д10. Это объясняется одновременным действием остаточных напряжений сжатия, стремящихся закрыть трещины и притупление ее вершины, препятствующего закрытию.
Исходными данными для расчета кинетики трещины по предлагаемой методике являются:
- значения приведенного коэффициента интенсивности напряжений К(1)/а, определяемого конструктивными особенностями поврежденного элемента конструкции;
- механические характеристики и характеристики трещиностойкости материала (Е-модуль упругости, аог-предел текучести, Кс, К[С-коэффициенты вязкости разрушения при плоско-напряжённом и плоско-деформированном состоянии, С, n-параметры уравнения Пэриса), которые определяются по результатам статических испытаний и испытаний на циклическую трещино-стойкость, причем обработка диаграмм циклической трещиностойкости производится с использованием разработанного в ОНИЛ-15 МГТУ ГА пакета программ "STRENGTH" [52,53];
- сведения о величине и характере действующих напряжений (экстремальные значения напряжений, последовательность приложения циклов);
- численное значение параметра модели X, определяемое по результатам экспериментальных исследований при нагружении с единичной перегрузкой, смысл которого будет пояснён ниже;
- параметры коррозионного повреждения (если таковое присутствует).
Для расчета скорости роста трещин предлагается использовать зависимость вида
Предполагалось, что коэффициент замедления является кусочно-линейной функцией отношения приращения длины усталостной трещины (1-1о) после действия перегрузки к размеру зоны влияния перегрузки
Экспериментальное подтверждение применимости модели Мацуока для расчетов скорости роста трещин при гармоническом нагружении с единичной перегрузкой содержится в работах [97,98,102, 114]. В работе [119] приводятся данные, свидетельствующие о возможности использования модели для поциклового расчета длительности развития трещины усталости при блок-программном нагружении. В тоже время, как отмечалось в публикациях [42,55], для ряда конструкционных материалов и условий нагружения имеет место несоответствие между экспериментально полученными и расчетными функциями скорости роста трещин в зоне влияния перегрузок, что объясняется нелинейностью функции фі . Кроме того, предложенное Мацуокой эмпирическое соотношение для определения зоны влияния перегрузки А1п. удовлетворительно согласуется с данными эксперимента-лишь для конкретных условий проведения испытаний, а приращение длины трещины А10, при котором скорость роста трещины минимальна, требует экспериментального определения.
В этой связи, в изложенной ниже методике предлагается модификация модели Мацуока и дается алгоритм поциклового расчета длительности развития усталостной трещины при нагружении с единичной перегрузкой и блок-программном нагружениях с использованием предлагаемой модифика 90 ции.
На рис. 3.1,а представлены результаты расчета скорости роста усталостной трещины по модели (3.1) - (3.4) и Мацуока а также данные эксперимента. Анализ полученных данных позволяет сделать вывод о более точном представлении зависимости скорости роста трещины с использованием разработанной модели по сравнению с предложенной Мацуока. Следует также отметить, что расчетные значения минимальной скорости роста трещины в зоне влияния перегрузки и размера зоны пластической деформации, образованной перегрузкой, практически совпадают с экспериментальными, что подтверждает правомерность использования нелинейной зависимости (3.2), а также расчетных соотношений (3.3), (3.4). Рис. 3.1,6 иллюстрирует степень соответствия расчетной и экспериментальной кривых развития трещины, полученных при гармоническом нагружении с единичной перегрузкой.
Обеспечение безопасности эксплуатации в пределах установленных ресурсов и сроков службы
Комплекс работ, выполнение-которых обеспечивает безопасность эксплуатации самолета и поддерживает необходимый уровень надежности.его систем, в: пределах назначаемых ресурсов и сроков службы включают в себя:
- лабораторные испытания: материала и/элементов конструкции самолета анализ ихрезультатов;
- летные испытания с;измерениями нагруженности агрегатов самолета;
. - изучение и анализ условий эксплуатации с уточнением нагруженности агрегатов самолета;
-изучение воздействия атмосферных условий; на» коррозионное состояние. конструкции самолета, времени возникновения, и? скорости развития коррозионных" повреждений;
-исследования технического; состояния= конструкции и систем; проводимые на отдельных экземплярах в эксплуатации и на всех самолетах при ремонте; .
-анализ данных по отказам и неисправностям, выявляемым. на самолетах при их эксплуатации в различных эксплуатирующих авиапредприятиях и на ремонтных заводах;
-анализ влияния конструктивных решений примененных конструкционных материалов, технологии и,методов противокоррозионной защиты на коррозионную стойкость конструкции самолета;.
-результаты расчетов и анализа (по согласованным методикам) напряженно-деформированного .состояния; элементов конструкции, характеристик остаточной статической прочности поврежденной! конструкции, длительности развития повреждений в элементах силовой конструкции, характеристик надежности систем и их комплектующих;
- анализ уровня технического обслуживания самолета у Эксплуатанта и результаты выполнения регламентных работ;
Приведем основные результаты комплекса выполненных работ для обеспечения безопасности эксплуатации самолета типа ТУ-154.
Лабораторные испытания конструкционных материалов и элементов конструкции самолета. В лабораторных условиях на стадии создания самолета проведены испытания по оценке статической и повторно-статической прочности пяти экземпляров натурных конструкций планера самолета Ту-154. Испытаниям на повторно-статические нагрузки при этом были подвергнуты все агрегаты планера и проводка управления. Кроме того, испытано два комплекта крыла с механизацией с реализацией нагружения всех агрегатов в процессе ее движения при уборке-выпуске. Испытано пять комплектов шасси.
В ходе лабораторных испытаний конструкции самолета Ту-154 функциональная наработка агрегатов достигла значительного уровня, см. таблицу 4.1
ОАО «Туполев» совместно с другими (профильными организациями) проводит лабораторные испытания элементов конструкции планера и его агрегатов (механизации крыла, шасси и др.), имеющих длительную эксплуатационную наработку. В частности, данные испытаний, были организованы на базе самолета Ту-154Б после его 16-летней эксплуатации при наработке 15000 полетов. Резуль 113 таты этих, испытаний позволили интегрально оценить влияние на конструкцию эксплуатационных нагрузок, влияние наработки и календарного срока службы на механические характеристики конструкционных материалов и приобретенные самолетом коррозионные повреждения, выявить люфты и износ сопряженных деталей, и проявление процессов старения.
Весь цикл испытаний завершается расклепкой испытанных агрегатов с проведением тщательного контрольна наличие ранее не выявленных трещин.
Все трещины..- выявленные при испытаниях или при расклепке, подвергаются фрактографическому исследованию: В процессе этого-исследования устанавливаются или уточняются причины образования трещины,, определяется длительность ее развития. Эти данные, наряду с проводимым далее расчетным анализом, позволяют, во-первых,, уточнить характеристики материала влияющие на; развитие трещин ; и остаточную статическую прочность, проверить их соответствие заданным Техническим: условиям; на материал, а во-вторых, установить периодичности контроля критических мест, эксплуатируемых по их техническому состоянию.
По результатам.лабораторных испытаний был уточнен перечень,критических зон конструкции; Для каждой: критической зоны определены характеристики напряженно-деформированного состояния и долговечности.
. Летные испытания; В процессе летных испытаний самолета, наряду с другими исследованиями, проводятся измерения перегрузок в центре тяжести и нагрузок: на.агрегаты самолета:на режимах типовой эксплуатации. Анализ полученных данных измерений позволяет определить для каждого режима полета:
- функциональные зависимости между общими, факторами нагружения, к числу которых в первую очередь относится величина перегрузки в центре тяжести самолета, и усилиями действующими; в различных элементах конструкции агрегатов планера;
- для каждого типового режима полета получить экспериментальные данные по повторяемости действующих нагрузок (количественные зависимости между величиной нагрузки определенной величины и числом ее повторений на единицу времени).
Полученные таким образом при летных испытаниях результаты сравниваются с результатами, полученными расчетным путем при проектировании самолета, и являются основанием для уточнения типовых спектров нагружения, используемых в расчетах долговечности конструкции и составлении программ лабораторных испытаний на усталость.
Перечень измерений нагрузок на агрегаты самолета при летных испытаниях выбирается на основании расчетного, анализа таким образом, чтобы результаты измерения в некоторой конкретной точке позволяли сделать выводы о нагружен-ности большой зоны конструкции или агрегата в целом. Совокупность измерений по всем точкам несет информацию о нагруженности всей силовой конструкции планера, шасси, системы управления. Зоны, определенные как место установки точек измерений, относятся к критическим зонам второго типа.
При летных испытаниях самолета Ту-154М измерения проводились по 191 параметрам, в том числе:
- по крылу и механизации крыла - по 67 параметрам,
- по фюзеляжу - по 17 параметрам,
- по оперению и системе управления - по 44 параметрам,
- по шасси - по 44 параметрам,
- по системе мотоустановки - по 19 параметрам.
С использованием результатов летных измерений сформированы типовые спектры нагружения всех агрегатов самолетов Ту-154Б и Ту-154М в реальной эксплуатации.
Анализ условий летной эксплуатации с уточнением нагруженности. В соответствии с требованиями НЛГС-4 постоянно проводятся исследования фактических условий эксплуатации самолетов Ту-154М в различных авиакомпаниях и регионах.
При установлении ресурса самолету Ту-154М в качестве типовых приняты условия эксплуатации, отражающие средние условия парка самолетов Ту-154Б.
