Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Методы определения ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций (обзор) 17
1.1. Введение 17
1.2. Общие сведения о циклическом нагружении элементов авиаконструкций 17
1.3. Программное нагружение элементов авиаконструкций... 19
1.4. Методы расчета на усталость, применяемые в отечественных самолетостроительных ОКБ и авиационных НИИ 25
1.5. Методы расчета на усталость, применяемые в практике зарубежных самолетостроительных фирм 33
1.6. Методы расчетов длительности роста усталостных трещин 37
1.7. Особенности методов определения характеристик усталости элементов авиационных конструкций на различных этапах проектирования и эксплуатации 39
1.8. Методы определения ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций, применяемые в практике отечественных самолетостроительных ОКБ 41
Выводы 45
ГЛАВА 2. Исследование функциональных зависимостей усталостной долговечности элементов крылатранспортного самолета от параметров квазислучайного нагружения 48
2.1. Введение 48
2.2. Параметры квазислучайных спектров нагружения крыльев транспортных самолетов 49
2.3. Расчетные случаи 53
2.4. Исследование эмпирических корреляционных зависимостей усталостной долговечности элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов от параметров квазислучайного нагружения 53
2.5. Усталостная долговечность при квазислучайном нагружении элементов верхней поверхности крыльев
транспортных самолетов 56
Выводы 57
ГЛАВА 3. Разработка регрессионного метода расчета на усталость элементов крыла транспортного самолета 74
3.1. Введение 74
3.2. Представление спектра эксплуатационного нагружения.. 74
3.3. Регрессионное уравнение усталости 75
3.4. Учет концентрации напряжений 81
3.5. Учет асимметрии нагружения 82
3.6. Физическая основа метода 82
3.7. Определение граничных условий применимости регрессионного уравнения усталости 86
3.8. Оценка эквивалентов программ испытаний на усталость с крыльев транспортных самолетов 91
3.9. Оценка эквивалентных напряжений квазислучайных программ испытаний крыльев транспортных самолетов 97
Выводы 99
ГЛАВА 4. Исследование закономерностей суммирова ния усталостных повреждений при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета 130
4.1. Введение 130
4.2. Расчетная оценка сумм накопленных повреждений 131
4.3. Исследование закономерностей суммирования 132
4.4. Метод оценки сумм накопленных усталостных zv повреждений при сложном программном нагружении элементов крыла транспортного самолета 138
Выводы 139
ГЛАВА 5. Исследование длительности роста усталостных трещин при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета 151
5.1. Введение 151
5.2. Исследование функциональных зависимостей длительности роста усталостных трещин в элементах крыла транспортного самолета от параметров квазислучайного нагружения 152
5.3. Регрессионное уравнение длительности роста усталостных трещин 157
5.4. Метод оценки эквивалентов квазислучайных программ испытаний на этапе роста усталостных трещин 159
Выводы 162
ГЛАВА 6. Типизированная программа «искра-100» («испытаний крыла-100») нагружения элементов конструкции крыла тяжелого транспортного самолета 175
6.1. Введение 175
6.2. Сравнение спектров приращений вертикальных перегрузок в центре тяжести самолетов 178
6.3. Получение типизированного спектра нагрузок 178
6.4. Преобразование типизированного спектра в программу испытаний 181
6.5. Определение типов полетов 183
6.6. Последовательность полетов и нагрузок внутри каждого полета 184
Выводы 185
ГЛАВА 7. Типизированная программа «искра-50» («испытаний крыла-50») нагружения элементов конструкции крыла регионального транспортного самолета 196
7.1. Введение 196
7.2. Сравнение спектров приращений вертикальных перегрузок в центре тяжести самолетов 197
7.3. Получение типизированного спектра нагрузок 198
7.4. Преобразование типизированного спектра в программу испытаний 199
7.5. Определение типов полетов 202
7.6. Последовательность полетов и нагрузок внутри каждого полета 203
7.7. Сравнение интегральных повторяемостей приращений относительных напряжений программ «ИСКРА-50» и
«ИСКРА-100» 204
Выводы 205
ГЛАВА 8. Решение проблемы уточнения ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции крыла транспортного самолета ... 215
8.1. Введение 215
8.2. Методика проектировочных оценок ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыла транспортного самолета 215
8.3. Методика сравнения повреждаемостей программ ресурсных испытаний крыльев транспортных самолетов 218
8.4. Методика уточнения ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыла транспортного самолета на стадии эксплуатации 229
8.5. Методика уточненных оценок параметров «кривых чувствительности к продолжительности полета» для ОСЭ конструкции крыла транспортного самолета 230
8.6. Методика уточнения ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыльев «стареющих» транспортных самолетов 232
Основные результаты и выводы 271
Список использованных источников
- Общие сведения о циклическом нагружении элементов авиаконструкций
- Исследование эмпирических корреляционных зависимостей усталостной долговечности элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов от параметров квазислучайного нагружения
- Определение граничных условий применимости регрессионного уравнения усталости
- Исследование функциональных зависимостей длительности роста усталостных трещин в элементах крыла транспортного самолета от параметров квазислучайного нагружения
Введение к работе
Проблема обеспечения безопасности конструкций пассажирских и транспортных самолетов в течение длительной эксплуатации начала решаться в СССР с середины 50-х годов, когда были созданы первые самолеты с газотурбинными двигателями. «Все основные подходы решения этой проблемы базируются на признании того, что наиболее важным физическим фактором, влияющим на исчерпание ресурсов самолетов, является усталость материала конструкции планера» [88].
Обеспечение безопасности эксплуатации конструкции самолетов является достаточно сложной задачей и осуществляется в соответствии с разработанной и действующей системой, отраженной в Нормах летной годности гражданских самолетов [38], Авиационных правилах [1] и в ряде других официальных документов.
Значительный вклад в разработку и практическую реализацию этой системы внесли ученые ЦАГИ, ГосНИИ ГА, руководители и ведущие специалисты отделений прочности и эксплуатации ОКБ отрасли: А.Ф. Селихов, В.Л. Райхер, Ю.А. Стучалкин, Г.Н. Замула, Г.И. Нестеренко, В.Г. Лейбов, А.З. Воробьев, B.C. Дубинский, О.С. Быков, В.И. Цымбалюк, М.С. Громов, B.C. Шапкин, Е.А. Шахатуни, Г.Г. Онгирский, А.И. Семенец, В.В. Сулименков, В.П. Шунаев, Ю.М. Фейгенбаум, Р.П. Папковский, В.И. Абрамов, В.П. Сахаров, Е.Я. Виноградов, В.Х. Сахин, В.В. Левицкий и другие.
Система обеспечения и поддержания безопасности эксплуатации самолетов транспортной категории по условиям прочности конструкции при длительной эксплуатации базируется на ряде принципов. Наиболее важным является принцип мониторинга, в соответствие с которым безопасность, закладываемая на этапе проектирования и изготовления, поддерживается в течение всего срока службы самолета.
Достижение высокого уровня безопасности невозможно без систематического контроля реально меняющейся ситуации, связанной с изменением условий эксплуатации и нагруженности, с появлением информации о фактическом техническом состоянии как каждого экземпляра, так и парка самолетов в целом. Другими словами, активно используется принцип обратной связи [88].
В рамках системы создан рабочий механизм, обеспечивающий фактическое осуществление такой обратной связи. Основой является расширительное толкование понятия назначенного ресурса, то есть «наработки, при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от состояния объекта» [34]. Сохраняя ограничительный характер, это понятие выступает как временное, текущее ограничение, которое само может расширяться при соответствующих условиях. На этой основе организована процедура поэтапного установления увеличивающихся назначенных ресурсов [88].
Система предполагает общую ответственность Разработчика и Эксплуатанта за безопасность эксплуатации самолетов по условиям усталостной прочности конструкции. Это выражается в подготовке совместных Заключений об установлении очередных назначенных ресурсов и условиях их отработки. Формируются новые и уточняются старые мероприятия (замены, доработки, осмотры и сроки их выполнения), при осуществлении которых в пределах устанавливаемого назначенного ресурса будет обеспечиваться требуемый Нормами летной годности уровень безопасности эксплуатации.
Основой формирования новых и уточнения старых мероприятий являются обязательные работы самолетостроительных ОКБ по периодическому уточнению ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции самолетов в процессе их эксплуатации.
Основными направлениями этих работ являются:
• проведение экспериментальных исследований по уточнению характеристик усталости и трещиностойкости материалов и элементов авиаконструкций;
• выполнение расчетов по уточнению ресурсных характеристик элементов авиаконструкций.
В области экспериментальных исследований трудно переоценить значение программ испытаний на усталость.
Развитие программ натурных испытаний на усталость связано с именами советского ученого Н.И. Марина [51] и немецкого ученого Е. Гасснера [138-141], которые показали, что не только вибрационные нагрузки, вызывающие усталостные разрушения в элементах конструкции винтомоторной группы, но и повторяющиеся в каждом полете циклы изменения подъемной силы, нагрузок от болтанки и т.п. могут вызвать усталостные разрушения элементов основной силовой конструкции самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и т.д.).
На основе работ Н.И. Марина была разработана методика натурных испытаний на усталость планеров самолетов и их агрегатов. Такие испытания стали в нашей стране обязательными с начала 1950-х годов. За рубежом аналогичная методика испытаний была принята лишь после трёх катастроф самолета DH "Комета".
Е. Гасснером были развиты методы преобразования всей совокупности циклических нагрузок в многоступенчатую программу нагружения для испытаний на усталость. На этой основе были разработаны методики составления программ нагружения для натурных испытаний на усталость как основы сертификации авиаконструкций по требованиям ресурса. Эти методики используются и в настоящее время.
Внедрение вычислительной техники в практику эксперимента позволило получить и реализовать на практике программы квазислучайного нагружения, представляющие наиболее близкие к условиям реального эксплуатационного нагружения и наиболее сложные программы испытаний на усталость.
В настоящее время с большой долей уверенности можно утверждать, что испытания по квазислучайным программам - наиболее надёжный метод оценки усталостной долговечности элементов конструкции, выбора материала и технологии, получения информации для создания и проверки новых методов расчета на усталость. Большой вклад в разработку таких программ внесли ученые ЦАГИ: А.З. Воробьев, Ю.А. Свирский, В.Н. Басов, Г.И. Нестеренко, В.И. Кулына, В.Л. Райхер, В.И. Цымбалюк, В.В. Климович. Значительный объем экспериментальных исследований (в том числе натурных испытаний на усталость) с использованием таких программ выполнили сотрудники НИО-18 ЦАГИ: А.З. Воробьев, Ю.А. Свирский, В.Н. Басов, Г.И. Нестеренко, В.И. Кулына, А.В. Панков, К.С. Щербань, В.М. Син, В.М. Страшный, Н.Г. Белый, Т.С. Родченко.
По мнению многих отечественных и зарубежных исследователей [12-17,21,23-24,85,162,167] особое значение для уточнения результатов расчета на усталость имеет эффективный банк данных экспериментальных результатов по типизированным программам квазислучайного нагружения различных конструктивных элементов и образцов авиационных конструкций. В работе [23] отмечается, что «внедрение типизированных программ в практику работы НИИ и ОКБ - практически единственная надежная основа создания таких банков данных». К настоящему времени в отечественной практике экспериментальных исследований сопротивления усталости элементов крыльев транспортных самолетов применялись две такие типизированные программы: «ПУСК» [14,23] и «ПИРУЭТ» [23,86]. Они созданы на базе известной стандартизованной программы квазислучайного нагружения «ТВИСТ» [149], которая, в свою очередь, разработана на основе обобщения зарубежных данных о достаточно различной эксплуатационной нагруженности крыльев достаточно разных зарубежных транспортных самолетов и поэтому не отвечает основным требованиям, предъявляемым к программам нагружения крыльев отечественных транспортных самолетов. Попытки создания для крыльев отечественных транспортных самолетов типовых программ квазислучайного нагружения, проведенные в работах [24,41-43,46,73,85-86], также нельзя считать успешными по целому ряду причин, главной из которых является недостаточная обоснованность базовых спектров эксплуатационного нагружения, на основе которых разрабатывались такие программы.
Таким образом, можно сделать заключение, что в настоящее время задача создания отечественных типизированных программ квазислучайного нагружения для экспериментальных исследований элементов авиаконструкций и создания банков данных экспериментальных результатов, на основе которых могут выполняться уточнения результатов расчетов на усталость, по-прежнему имеет значительную актуальность.
Применение квазислучайных программ позволило существенно уточнить экспериментальные оценки усталостной долговечности, однако привело к значительному усложнению расчетов на усталость и понижению их точности.
Вместе с тем большие проектные и назначенные ресурсы транспортных самолетов, безопасность и экономичность эксплуатации предъявляют повышенные требования к точности оценок усталостной долговечности и живучести элементов авиаконструкций как на этапе проектирования, так и на этапе эксплуатации самолетов.
Решение проблемы повышения точности расчетов на усталость элементов авиационных конструкций в настоящее время имеет особую актуальность и обусловлено двумя причинами:
1. Несмотря на многообразие существующих методов расчетов на усталость, практически отсутствуют методы, способные учесть влияние на процесс накопления усталости параметров нестационарности циклического нагружения и отличающиеся при приемлемой точности малой трудоёмкостью и простотой применения.
2. Отсутствие подобных методов является значительным препятствием, не позволяющим решать чрезвычайно важную практическую задачу эксплуатации транспортных воздушных судов (ВС): получать надежные оценки ресурсных характеристик элементов авиаконструкций при использовании минимальных значений коэффициентов надежности (запаса). Результаты расчетных оценок ресурсных характеристик элементов авиаконструкций с использованием существующих методов расчета и принимаемых в настоящее время для обеспечения необходимого уровня безопасности повышенных значений коэффициентов надежности практически не позволяют обосновать возможность установления больших назначенных и проектных ресурсов самолетов, приводят к установлению излишне консервативных сроков доработок, ремонтов и осмотров, что в значительной степени увеличивает эксплуатационные расходы авиакомпаний по техническому обслуживанию самолетов.
Цель работы - разработка методов, позволяющих получать уточненные оценки ресурсных характеристик основных силовых элементов (ОСЭ) конструкции крыльев транспортных самолетов при решении различных задач на этапах проектирования и эксплуатации самолетов.
Задачу разработки методов предполагается решать, прежде всего, для расчета на усталость элементов регулярного продольного набора крыла, работающих в условиях, близких к одноосному напряженному состоянию. Подобные элементы крыла транспортного самолета имеют, как правило, достаточно значительную протяженность, большое число концентраторов, и относятся к основным силовым элементам конструкции крыла транспортного самолета. Значительные ошибки в выборе конструктивно-технологических решений, экспериментальной и расчетной оценках ресурсных характеристик таких элементов недопустимы, так как целостность таких элементов напрямую влияет на безопасность эксплуатации, а ремонт таких протяженных элементов практически невозможен.
В целом в работе ставятся и решаются следующие задачи:
• обзор и анализ типов программного нагружения и методов определения ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций;
• исследование функциональных зависимостей усталостной долговечности элементов крыла транспортного самолета от параметров квазислучайного нагружения;
• разработка метода расчета на усталость при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета, позволяющего:
• учесть детерминированное влияние на процесс накопления усталости основных параметров квазислучайного программного нагружения;
• получить при приемлемой трудоемкости и достаточной простоте применения точность расчетов на усталость, значительно превышающую точность расчетов с использованием известных и применяемых в настоящее время методов расчета;
• исследование закономерностей суммирования усталостных повреждений при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета; разработка метода оценки сумм накопленных усталостных повреждений при сложном программном нагружении таких элементов;
• получение уравнения длительности роста усталостных трещин при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета; разработка метода оценки эквивалентов квазислучайных программ на этапе роста усталостных трещин;
• разработка типизированных квазислучайных программ испытаний на усталость, моделирующих условия нагружения в эксплуатации конструкции крыльев тяжелых и региональных отечественных транспортных самолетов с взлетными весами Geip 100 тс и G6M=40-60 тс соответственно;
• разработка специальных методик, позволяющих получать уточненные оценки ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции крыльев транспортных самолетов при решении различных задач на этапах проектирования и эксплуатации самолетов.
Диссертация состоит из восьми глав.
В первой главе проведен краткий обзор типов программного нагружения и методов определения ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций, наиболее широко используемых в настоящее время в практике отечественных самолетостроительных ОКБ и зарубежных самолетостроительных фирм. Сделаны основные выводы, определяющие направления дальнейших исследований.
Вторая глава посвящена исследованию функциональных зависимостей усталостной долговечности элементов крыла транспортного самолета от параметров квазислучайного нагружения.
В третьей главе разработан регрессионный метод расчета на усталость при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета.
Четвертая глава посвящена исследованию закономерностей суммирования усталостных повреждений при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета и разработке метода оценки сумм накопленных усталостных повреждений при сложном программном нагружении таких элементов.
В пятой главе получено регрессионное уравнение длительности роста усталостных трещин при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета. Разработан метод оценки эквивалентов квазислучайных программ на этапе роста усталостных трещин.
Шестая глава посвящена разработке типизированной квазислучайной программы «ИСКРА-100», моделирующей условия нагружения в эксплуатации конструкции корневой зоны крыльев тяжелых отечественных транспортных самолетов с взлетными весами С ЮОтс.
Седьмая глава посвящена разработке типизированной квазислучайной программы «ИСКРА-50», моделирующей условия нагружения в эксплуатации конструкции корневой зоны крыльев отечественных региональных транспортных самолетов с взлетными весами ввзл=40-60 тс.
В восьмой главе разработаны специальные методики, позволяющие решить проблему уточнения ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции крыльев транспортных самолетов на этапах проектирования и эксплуатации.
Научная новизна работы состоит в том, что впервые проблема повышения точности определения ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции крыльев транспортных самолетов решена на принципиально новом уровне: с учетом влияния на процессы накопления усталости и роста усталостных трещин параметров программного квазислучайного нагружения, отражающего основные особенности реального эксплуатационного нагружения.
Научную новизну работы определяют:
• регрессионный метод расчета на усталость при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета, позволяющий:
о учесть детерминированное влияние на процесс накопления усталости основных параметров квазислучайного программного нагружения; о получить при приемлемой трудоемкости и достаточной простоте применения точность расчетов на усталость, значительно превышающую точность расчетов с использованием известных и применяемых в настоящее время методов расчета; о более точно, чем существующие методы, оценивать эквиваленты квазислучайных программ испытаний крыльев транспортных самолетов; о более точно, чем существующие методы, оценивать эквивалентные напряжения при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета;
• гипотеза суммирования усталостных повреждений при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета;
• метод оценки сумм накопленных усталостных повреждений при сложном программном нагружении элементов крыла транспортного самолета;
• регрессионное уравнение длительности роста усталостных трещин при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета; метод оценки эквивалентов квазислучайных программ на этапе роста усталостных трещин.
В рамках разработанных методов получен ряд новых уравнений и соотношений, в частности:
• расчетное уравнение усталости при квазислучайном нагружении элементов крыла транспортного самолета;
• соотношения для оценки эквивалентов квазислучайных и «блочных» программ на этапе до образования усталостных трещин;
• соотношения для оценки эквивалентов квазислучайных программ на этапе роста усталостных трещин.
Обоснованность и достоверность решения поставленных задач, разработанных методов и методик и практических рекомендаций подтверждаются:
• эффективностью их практического применения при обосновании назначенных и проектных ресурсов на воздушных судах, находящихся в эксплуатации;
• эффективностью их практического применения при разработке программ и проведении натурных ресурсных испытаний транспортных самолетов;
• анализом информации по отечественным и зарубежным источникам;
• значительным объемом использованных экспериментальных данных;
• анализом физических явлений и корректным применением методов математической статистики;
• результатами сравнений полученных расчетных и экспериментальных данных, проведенных практически во всех разделах работы.
Практическая ценность работы. На основе полученных результатов и предложенных методов для решения различных задач на этапах проектирования и эксплуатации самолетов разработаны специальные методики, позволяющие получать уточненные оценки ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции крыльев транспортных самолетов. Разработаны:
• методика проектировочных оценок ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыла транспортного самолета;
• методика сравнения повреждаемостей программ ресурсных испытаний крыльев транспортных самолетов;
• методика уточнения ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыла транспортного самолета на стадии эксплуатации;
• методика уточненных оценок параметров «кривых чувствительности к продолжительности полета» для ОСЭ конструкции крыла транспортного самолета;
• методика уточнения ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыльев «стареющих» транспортных самолетов.
Разработанные методики доведены до уровня инженерных расчетов и позволяют:
• внедрить в ЭТД отечественных транспортных самолетов (в том числе длительно эксплуатирующихся) уточненные оценки параметров «кривых чувствительности к продолжительности полета» для ОСЭ конструкции крыльев;
• получать уточненные оценки ресурсных характеристик ОСЭ конструкции крыльев транспортных самолетов, что позволит увеличить безопасность эксплуатации, снизить коэффициенты надежности, увеличить назначенные и проектные ресурсы самолетов, перенести на более поздние сроки (а, в ряде случаев, полностью отменить) трудоемкие и дорогостоящие доработки, ремонты и осмотры, что должно привести, в свою очередь, к значительному снижению эксплуатационных расходов авиакомпаний по техническому обслуживанию самолетов.
Внедрение типизированных квазислучайных программ испытаний на усталость «ИСКРА-100» и «ИСКРА-50» в практику работы НИИ и ОКБ позволит создать эффективные банки данных экспериментальных результатов, на основе которых должны выполняться уточнения результатов расчетов на усталость. Программы также можно использовать как основы для разработки и сравнения различных программ испытаний на усталость крыльев различных самолетов.
Практическая ценность работы также состоит в том, что полученные в ней результаты позволяют:
• более правильно классифицировать параметры квазислучайного нагружения элементов крыла транспортного самолета;
• сформировать дополнительные методические рекомендации по разработке квазислучайных программ нагружения при натурных испытаниях на усталость крыльев транспортных самолетов;
• более корректно и правильно сравнивать повреждаемости различных программ нагружения при натурных испытаниях на усталость крыльев транспортных самолетов.
Результаты работы представлены в виде формул, рисунков, таблиц, удобных для практического использования.
Результаты диссертации использованы:
• АНТК им. O.K. Антонова:
• при разработке квазислучайной программы испытаний на усталость натурных образцов крыльевой панели нижней поверхности крыла самолета Ан-124 «Руслан» [HI];
• при экспериментальных исследованиях усталостной долговечности натурных образцов крыла Ан-124 «Руслан» с использованием программы [111];
• при разработке квазислучайной программы натурных ресурсных испытаний самолета Ан-70;
• ОАО «АК им. СВ. Ильюшина»:
• при разработке квазислучайных программ натурных ресурсных испытаний самолетов Ил-96-300, Ил-96М, Ил-96Т, Ил-114;
• при уточненных оценках эквивалентных напряжений и проектировочных расчетах на усталость элементов нижней поверхности крыла самолета Ил-96-300;
• при сравнении повреждаемостей программы испытаний на усталость крыла самолета Ил-96-300 и программ испытаний на усталость крыльев некоторых других транспортных самолетов [101];
• при пересмотре результатов ресурсных испытаний и уточнении ресурсных характеристик некоторых наиболее критических (с точки зрения усталости) конструктивных элементов крыльев ряда «стареющих» самолетов ОКБ;
• ЗАО «Гражданские самолеты Сухого»:
• при разработке типизированной квазислучайной программы «ИСКРА-50» [65,112], моделирующей условия нагружения в эксплуатации конструкции крыльев отечественных региональных транспортных самолетов с взлетными весами Ge3/=40-60 тс;
• при разработке квазислучайной программы «ПУСК-RRJ» [65], моделирующей условия нагружения в эксплуатации конструкции крыла российского регионального самолета RRJ-95LR;
• при проектировочных расчетах на усталость основных силовых элементов крыла самолета RRJ-95LR;
• ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского:
• при разработке (В.В. Климович совместно с автором настоящей работы) квазислучайной программы «PIRUET-96M» [44] усталостных испытаний элементов крыла самолета Ил-96-300;
• при экспериментальных исследованиях ресурсных характеристик элементов крыла самолета Ил-96-300 по программам «PIRUET-96M» и «ПУСК-96-300» [12,39];
• при экспериментальных исследованиях усталостной долговечности и живучести агрегатов планера и шасси самолетов Ил-96-300 № 0104 и Ил-114 № 0104 по программам «ПУСК-96-300» и «ПУСК-114»;
• при разработке (Г.И. Нестеренко и В.Н. Басов совместно с автором настоящей работы) типизированной квазислучайной программы «ИСКРА-100» [17,58], моделирующей условия нагружения в эксплуатации конструкции крыльев тяжелых отечественных транспортных самолетов с взлетными весами Ge3a 100 тс (используется в настоящее время в экспериментальных исследованиях НИО-18 ЦАГИ [153]);
• ГосНИИ ГА:
• при пересмотре результатов ресурсных испытаний и уточнении ресурсных характеристик некоторых наиболее критических (с точки зрения усталости) конструктивных элементов крыльев ряда «стареющих» отечественных самолетов [50].
Основные положения и результаты работы докладывались на IV Всесоюзной конференции "Современные проблемы строительной механики и прочности летательных аппаратов" (Харьков, 1991), на конференции "Проблемы надежности и долговечности" (Москва, 1992), на 8-ой Международной конференции по механике разрушения (Киев, 1993), на 6-ом Международном научно-техническом симпозиуме «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки» (Жуковский, 2001), на Международной научно-технической конференции «Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества» (Москва, 2003), на Первой Европейской конференции по авиационно-космическим наукам (EUCASS, Москва, 2005).
Основное содержание и результаты работы опубликованы в 23-х статьях и тезисах докладов.
Общие сведения о циклическом нагружении элементов авиаконструкций
Известно, что сопротивление усталости элементов авиаконструкций в значительной степени зависит от особенностей их циклического нагружения. В работе [23] типичные циклические нагрузки, действующие на конструкцию самолета, разделены на три группы.
Первая группа - нагрузки функционирования; к ней относятся изменение подъемной силы крыла во время полета, изменение давления в герметической кабине, нагрузки, возникающие при выполнении маневров. Как правило, это низкочастотные нагрузки.
Другая группа нагрузок обусловлена динамическим воздействием на конструкцию внешней среды: неспокойного воздуха, неровностей аэродромов. Частота циклов напряжений от этих воздействий в значительной степени связана с характеристиками конструкции, особенно с жесткостными характеристиками. И хотя эти нагрузки являются динамическими, частоты их обычно составляют единицы герц, что позволяет рассматривать их как квазистатические.
К третьей группе относятся всякого рода вибрации с частотами от десятков до тысяч герц. Частота циклов переменных напряжений и в этом случае зависит не только от частоты внешних воздействий, но и от жесткостных характеристик элементов конструкций.
Для анализа усталости целесообразна и другая классификация циклических нагрузок: разделение их по характеру повторения. Некоторые нагрузки повторяются регулярно в каждом полете, причем их направление и порядок величины стабильны от полета к полету. Для пассажирского самолета это циклы изменения подъемной силы крыла, давления в герметической кабине, нагрузки от некоторых поверхностей управления; и хотя величины этих нагрузок меняются от полета к полету в связи с загрузкой самолета, дальностью и высотой полета, их можно назвать регулярными.
Другой класс составляют случайные нагрузки. Этот термин определяет не случайный характер их появления, а случайную последовательность их действия по величине и (или) направлению. К этому классу относятся нагрузки от действия неспокойного воздуха, неровностей аэродромов, разнообразные акустические нагрузки, многие вибрационные нагрузки. Таким образом, изменение практически всех циклических нагрузок является случайным, причем для регулярных нагрузок это сравнительно небольшие колебания величин нагрузок от полета к полету, для собственно случайных нагрузок характеристики изменяются случайным образом не только от полета к полету, но и в пределах одного полета.
Случайность нагружения наряду с широтой частотного диапазона - важнейшие особенности циклического нагружения элементов авиаконструкций. Столь сложный нестационарный характер нагружения присущ практически всем элементам авиаконструкций и является одной из важнейших черт процесса накопления усталости в этих элементах.
Обычно информация о циклической нагруженности представляется в виде спектров нагрузок - зависимости повторяемости нагрузок от их уровня. Такие спектры составляются, как правило, раздельно для маневренных нагрузок, наземных нагрузок, нагрузок от порывов ветра и т.д.
Для элементов авиаконструкций обычно строятся полетные циклы нагружения -схемы изменения напряжений в элементах за время полета. Для этих схем разрабатываются методы анализа усталости, расчета усталостной долговечности, методики испытаний.
Экспериментальное определение характеристик усталости материалов и полуфабрикатов, многие исследования усталости элементов авиаконструкций и сравнительные испытания проводятся регулярным нагружением - нагружением с постоянными в процессе каждого отдельного испытания параметрами цикла нагружения (или деформирования), т.е. с постоянными та, ут к f. Условия работы элементов авиаконструкций, на которые действуют последовательно или одновременно циклические нагрузки, различающиеся величиной, асимметрией, направлением, частотой и другими параметрами нагружения, не могут в полной мере быть отражены при испытаниях регулярным нагружением. Методы суммирования усталостных повреждений далеко не для всех элементов и условий нагружения обеспечивают удовлетворительную оценку усталостной долговечности [23].
Эти причины заставляют искать способы испытаний, которые исключили бы трудности, связанные с непредставительностью испытаний с регулярным нагружением. Ещё в 1940-е годы была разработана методология испытаний с программным, так называемым «блочным» нагружением. В этом случае спектр нагрузок разбивается на ступени, включающие себя некоторое число циклов с постоянными параметрами. Из этих ступеней нагружения компонуется блок, повторяющийся в испытаниях до разрушения. Метод «блочного» нагружения достаточно широко используется до настоящего времени как для натурных испытаний планеров самолетов и их агрегатов, так и для испытаний элементов конструкций и модельных образцов.
В 1950-е годы в связи с выявлением значительного повреждающего влияния циклов сжатия была понята целесообразность компоновки блока нагружения нагрузками, встречающимися в течение одного полета. Для многих элементов транспортных самолетов такое пополетное «блочное» нагружение оказалось наиболее представительным. При этом были разработаны представления о типовом полете, среднем по тяжести условий нагружения. Такой блок-полет воспроизводится в испытаниях.
Методика непосредственного формирования программного спектра нагружения «блочных» программ испытаний на усталость построена прежде всего на использовании гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений. Основные положения этой методики можно сформулировать следующим образом: анализ нагруженности агрегатов самолета в типовом полете, выделение режимов (этапов) нагружения программы испытаний; определение величины условной повреждаемости агрегатов для каждого режима нагружения; определение величины амплитуды программного нагружения для каждого агрегата и режима: как правило, она равна приращению перегрузки (нагрузки) один раз за режим; определение количества циклов программного нагружения на каждом режиме; выделение цикла «3-В-З»; формирование программы испытаний в целом: компоновка режимов нагружения, определение нагрузок функционирования для каждого агрегата и т.п.
К несомненным достоинствам «блочных» программ испытаний можно отнести относительную простоту методики и непосредственного процесса разработки таких программ.
«Блочное» нагружение представляет собой простейший вариант нерегулярного (нестационарного) нагружения, дающего большую и во многом достоверную информацию об усталости элемента - местах усталостных разрушений, рассеянии значений усталостной долговечности, а также отражает многие факторы, определяющие значение усталостной долговечности при нестационарном нагружении. «Блочное» нагружение может достаточно успешно использоваться для выбора материалов, конструктивных решений и, с некоторой осторожностью, для оценки новых технологических процессов и определения усталостной долговечности элемента.
Исследование эмпирических корреляционных зависимостей усталостной долговечности элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов от параметров квазислучайного нагружения
Как известно, кривые усталости cr-N обычно строятся на логарифмической или полулогарифмической бумаге. Аналогичный подход можно применить и при построении графических корреляционных зависимостей результатов испытаний от параметров тт, &а max, (Уже И л.
При изменении среднего напряжения спектра пропорционально ему изменяются все уровни напряжений в спектре, поэтому можно утверждать, что среднее напряжение квазислучайного спектра является обобщенной характеристикой квазислучайного нагружения и в определенном смысле кривые усталости logN - logam являются кривыми усталости элементов крыла транспортного самолета при квазислучайном нагружении.
Часто допускается [23,159], что зависимость logN - Iogam является линейной. Приведенные на рис.2.1-2.2 примеры таких зависимостей подтверждают этот вывод. Тогда log N + т log сгт =с, или Namm=\Oc. (2.1)
Показатель степени т является тангенсом угла наклона кривой усталости logN -logcrm и непосредственно указывает на то, насколько увеличивается или уменьшается усталостная долговечность при уменьшении или увеличении среднего напряжения:
На основе анализа зависимостей, представленных в работах [12,14,23,39,85,159,162,167] и на рис. 2.1-2.2, можно сделать также ряд заключений.
1. Разброс значений т достаточно велик. Значения т зависят от типа сплава, типа образца (элемента конструкции), типа квазислучайного спектра, размаха уровней сгт. Очевидно, что значения т зависят также от разброса исходных результатов испытаний и от условий испытаний.
2. В табл.2.14 по данным работы [159] приведены значения т, средние для квазислучайных спектров нагружения крыльев зарубежных транспортных самолетов. Выявить какое-либо систематическое влияние типа сплава и типа образца на значения т нелегко, однако можно утверждать, например, что у срезных стыков с одиночной накладкой и, следовательно, большим вторичным изгибом наблюдаются меньшие значения т .
3. В табл.2.15 приведены аналогичные значения т по данным, полученным в главе
3 настоящей работы. Можно утверждать, что, в общем, данные табл.2.14 и 2.15 не противоречат друг другу. Анализ зависимостей N - аа тах, которые можно построить по экспериментальным данным работ [12,23,85,158,159], позволяет сделать следующие выводы:
1. При квазислучайном нагружении образцов и конструктивных элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов наиболее близки к простейшим, т.е. линейным, зависимости вида logN- татах (см. примеры таких зависимостей на рис.2.3). Тогда N = \0a+b , (2.2) где а и Ъ - постоянные уравнения, зависящие от конструктивно-технологических особенностей образца или элемента, типа квазислучайного спектра, размаха (диапазона) параметров квазислучайного спектра. Очевидно, что значения постоянных а и Ъ зависят также от разброса исходных результатов испытаний и от условий испытаний.
2. Приведенные на рис.2.3 зависимости подтверждают известный вывод о значительном влиянии уровня наибольших напряжений квазислучайных спектров на усталостную долговечность образцов и конструктивных элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов. Этот вывод, в свою очередь, объясняется действием благоприятных остаточных напряжений сжатия, образующихся после высоких напряжений растяжения и повышающих усталостную долговечность.
Анализ зависимостей N - аэкв, которые могут быть построены по данным работ [15,16,21,152], позволяет сделать следующие выводы:
1. При квазислучайном нагружении образцов и конструктивных элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов наиболее близки к простейшим, т.е. линейным, зависимости вида logN - log гэкв (см. примеры таких зависимостей на рис.2.4). Тогда N Ke=\0d, (2.3) где п и d — постоянные уравнения, зависящие от конструктивно-технологических особенностей образца или элемента, типа квазислучайного спектра, размаха (диапазона) параметров квазислучайного спектра. Очевидно, что значения постоянных п и d зависят также от разброса исходных результатов испытаний и от условий испытаний.
2. Приведенные на рис.2.4 зависимости подтверждают известный вывод о значительном влиянии общей повреждаемости и повреждаемости циклов «малых» амплитуд квазислучайных спектров на усталостную долговечность образцов и конструктивных элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов.
Анализ зависимостей N - (1-Я), которые могут быть построены по экспериментальным данным работ [23,85,152,159,167], позволяет сделать следующие выводы:
1. При квазислучайном нагружении образцов и конструктивных элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов наиболее близки к простейшим, т.е. линейным, зависимости вида logN - (1-R) (см. примеры таких зависимостей на рис.2.5 2.6). Тогда N = \0e+f(l-R), (2.4) где е и / - постоянные уравнения, зависящие от конструктивно-технологических особенностей образца или элемента, типа квазислучайного спектра, размаха (диапазона) параметров квазислучайного спектра. Очевидно, что значения постоянных е и/зависят также от разброса исходных результатов испытаний и от условий испытаний.
2. Приведенные на рис.2.5-2.6 зависимости подтверждают известный вывод о значительном влиянии предельного уровня отрицательных нагрузок квазислучайных спектров на усталостную долговечность образцов и конструктивных элементов нижней поверхности крыльев транспортных самолетов. Этот вывод, в свою очередь, объясняется «уничтожением» отрицательными нагрузками благоприятных остаточных напряжений сжатия, образующихся после высоких напряжений растяжения и повышающих усталостную долговечность.
Определение граничных условий применимости регрессионного уравнения усталости
Чрезвычайно важным для любого уравнения усталости является вопрос о границах применимости уравнения. С целью определения таких границ для уравнения (3.1) проведены следующие оценки: оценка точности расчетов на усталость с использованием уравнения (3.1), постоянные а, Ъ, с, т, п которого определены на основе регрессионного анализа ограниченного объема экспериментальных данных; оценка возможности использования уравнения (3.1) для расчетов на усталость при «блочном» программном нагружении; оценка возможности классификации значений постоянных уравнения (3.1) по типам конструктивных элементов (независимо от типа квазислучайного спектра).
Расчеты на усталость с использованием уравнения (3.1), постоянные которого определены по ограниченному объему экспериментальных данных
В табл.3.2 для рассмотренных в настоящем разделе образцов и конструктивных элементов крыльев транспортных самолетов приведены значения постоянных а, Ъ, с, т, п уравнения (3.1), определенные в результате проведенного статистического анализа всего объема известных экспериментальных данных.
Значительный интерес вызывает оценка точности расчетов на усталость с использованием уравнения (3.1), постоянные а, Ъ, с, т, п которого определены на основе регрессионного анализа ограниченного объема экспериментальных данных.
Как показывают проведенные расчеты, и в этом случае можно добиться приемлемой точности расчетов, значительно превышающей точность расчетов с использованием уравнения (1.3).
В табл.3.3,а и 3.5,а и на рис.3.1,а и 3.3,а в качестве примеров приведены результаты подобных расчетов.
Использование уравнения (3.1) для расчетов на усталость при «блочном» программном нагружении
Как отмечалось выше (раздел 3.3), уравнение (3.1) предложено в качестве статистической модели зависимости усталостной долговечности элементов крыла транспортного самолета от наиболее важных параметров квазислучайных спектров нагружения.
Значительный интерес вызывает оценка возможности использования уравнения (3.1) с постоянными а, Ъ, с, т, п, определенными на основе регрессионного анализа экспериментальных данных при квазислучайном нагружении какого-либо элемента крыла транспортного самолета, для расчетов на усталость того же элемента при «блочном» программном нагружении.
Анализ имеющихся экспериментальных данных позволяет выдвинуть следующую гипотезу: возможно использование уравнения (3.1) с постоянными а, Ь, с, т, п, определенными на основе регрессионного анализа экспериментальных данных при квазислучайном нагружении какого-либо элемента крыла транспортного самолета, для расчетов на усталость того же элемента при «блочном» программном нагружении с обеспечением приемлемой для инженерных расчетов точности.
В качестве данных, обосновывающих правомерность предложенной гипотезы, на рис.3.2,а и 3.11,а приведены результаты расчетов на усталость образцов со свободным отверстием из сплава Д16чТ и образцов односрезного болтового соединения листов Д16АТ при «блочном» программном пагружении. Расчеты проведены с использованием уравнений (1.3) и (3.1). Постоянные то, со уравнения (1.3) получены при регулярном пагружении рассматриваемых образцов отнулевым циклом, постоянные а, Ъ, с, т, п уравнения (3.1) - на основе регрессионного анализа экспериментальных данных, полученных при квазислучайном нагружении.
Представленные на рис.3.2,а и 3.11,а данные позволяют сделать следующие выводы:
1. Возможно использование уравнения (3.1) (а, следовательно, и уравнения (3.2), функций (3.4) и (3.5)) с постоянными а, Ъ, с, т, п, соответствующими определенному образцу или конструктивному элементу и определенному типу квазислучайного нагружения, для расчетов на усталость тех же образцов или конструктивных элементов крыльев транспортных самолетов при «блочном» программном нагружении (а, возможно, и при другом типе квазислучайного нагружения). При этом может быть обеспечена приемлемая для инженерных расчетов точность, превышающая точность расчетов с использованием уравнения (1.3).
2. Очевидно, что обоснованность такого использования уравнения (3.1) в каждом конкретном случае целесообразно подтверждать специальными исследованиями.
К вопросу о возможности классификации значений постоянных уравнения (3.1) по типам конструктивных элементов
Как отмечалось выше, значения постоянных а, Ъ, с, т, п уравнения (3.1) зависят от конструктивно-технологических особенностей элемента конструкции и типа квазислучайного спектра.
Очевидно, что без решения вопроса о возможности получения осредненных значений и классификации постоянных а, Ъ, с, т, п по типам конструктивных элементов (в первую очередь постоянных Ь, с, т, п) широкое использование уравнения (3.1) для расчетов на усталость элементов крыла транспортного самолета невозможно. К сожалению, точное и достаточно обоснованное решение поставленного вопроса из-за отсутствия достаточного объема экспериментальных данных в настоящее время невозможно.
Исследование функциональных зависимостей длительности роста усталостных трещин в элементах крыла транспортного самолета от параметров квазислучайного нагружения
Известно, что для оценки скорости роста усталостных трещин и увеличения заданного размера начального дефекта до критической величины предложено много различных моделей. В работах [18,47,146] перечислено около 30 «законов» роста трещины. Большинство данных о распространении трещин описывается функциональными зависимостями типа dl/dN = f(AK), (5.1) где dl/dN - скорость циклического роста трещины, ЛК- размах коэффициента интенсивности напряжений.
Расчеты роста трещин с использованием уравнений типа (5.1) предусматривают, как правило, оценку поциклового подрастания трещин и поэтому достаточно трудоемки. Кроме этого, при сложных программных нагружениях типа «полет-за-полет» и квазислучайном нагружении очень часто не удается получить результаты приемлемой точности, так как далеко не все зависимости типа (5.1) учитывают влияние некоторых важнейших параметров программных блоков нагружения, а именно: уровня наибольших напряжений в блоке, предельного уровня отрицательных нагрузок, относительного числа и уровня амплитуд малых циклов.
В настоящей главе в качестве одного из вариантов решения перечисленных проблем при квазислучайном нагружении, представляющем типовое нагружение конструктивных элементов крыла транспортного самолета в эксплуатации: проведено исследование функциональных зависимостей длительности роста усталостных трещин в образцах с центральными надрезами, имитирующих наиболее часто встречающийся тип усталостных трещин в элементах крыла транспортного самолета, от параметров квазислучайного нагружения; предложено регрессионное уравнение длительности роста трещин, основанное на эмпирических корреляционных зависимостях между наиболее важными параметрами квазислучайных спектров и длительностью роста трещин в образцах (элементах) конструкции крыла транспортного самолета; на основе регрессионного уравнения длительности роста трещин предложен метод оценки эквивалентов квазислучайных программ в рассматриваемом образце (элементе) конструкции в пределах определенного интервала роста трещины (21(г2Ц.
В настоящем разделе проведено исследование функциональных корреляционных зависимостей, связывающих результаты испытаний на длительность роста усталостных трещин в элементах крыла транспортного самолета и параметры квазислучайных спектров.
В общем виде для таких зависимостей может быть предложено следующее уравнение: AN=f(xi,x2, ...xj, (5.2) где AN- длительность роста усталостной трещины (в полетах), f(xi,X2,...x,)- некоторая корреляционная функция от параметров Х],Х2,...х„, характеризующих «тяжесть» квазислучайного спектра.
В данном разделе поставлены и решаются следующие задачи:
1. Определение параметров xj,X2,...x„, характеризующих «тяжесть» квазислучайных спектров нагружения крыльев транспортных самолетов и оказывающих наиболее существенное влияние на длительность роста усталостных трещин в элементах крыльев таких самолетов.
2. Определение расчетных случаев, наиболее часто встречаемых в практике расчетов длительности роста трещин.
3. Исследование эмпирических корреляционных зависимостей между параметрами квазислучайных спектров и результатами испытаний на длительность роста трещин.
Для решения поставленных задач использованы экспериментальные данные работ [152,154,161,162], полученные при испытаниях на длительность роста трещин в образцах с центральными надрезами, имитирующих наиболее часто встречающийся тип усталостных трещин в элементах конструкции крыльев транспортных самолетов, с использованием квазислучайных программ (спектров) типа «ТВИСТ» [149], «МиниТВИСТ» [159], «F-27» и «F-28» [158,159].
В наиболее значительных работах по усталости элементов крыльев транспортных самолетов при квазислучайном нагружении [23,158,159] отмечается, что длительность роста трещин, также как и усталостная долговечность до образования трещин в таких элементах, в основном зависят от следующих факторов: уровня номинальных напряжений в испытываемом элементе при эксплуатационной нагрузке или среднего напряжения в полете или на земле; уровня наибольших напряжений в блоке нагрузок квазислучайного спектра; количества и величин амплитуд «малых» циклов квазислучайного спектра; предельного уровня отрицательных нагрузок квазислучайного спектра.
