WWW.DISS.SELUK.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА
(Авторефераты, диссертации, методички, учебные программы, монографии)

 

Pages:   || 2 | 3 |

«СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ И СРЕДСТВ НАТУРНЫХ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОНСТРУКЦИЙ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЁТОВ ...»

-- [ Страница 1 ] --

Федеральное государственное унитарное предприятие

«Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С.А. Чаплыгина»

На правах рукописи

Куликов Евгений Николаевич

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ И СРЕДСТВ НАТУРНЫХ РЕСУРСНЫХ

ИСПЫТАНИЙ КОНСТРУКЦИЙ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЁТОВ

05.07.03 Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель доктор технических наук, профессор Серьезнов А.Н.

Новосибирск –

СОДЕРЖАНИЕ

Введение 1. Обзор методов и средств исследования усталостной долговечности и определения ресурсных характеристик авиационных конструкций 1.1.Обоснование, порядок и объём исследований при отработке ресурсных характеристик конструкции современного пассажирского самолёта 1.2. Методы расчётных исследований, расчётное моделирование на этапе ресурсных испытаний 1.3. Методы и средства ресурсных испытаний конструктивных образцов, натурных агрегатов и планера самолёта 1.4. Выводы по главе 1 2. Исследование ресурсных характеристик и отработка методических вопросов в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта 2.1. Расчётно-экспериментальные исследования усталостной прочности и живучести конструктивных образцов фюзеляжа, панелей и стыков крыла 2.2. Разработка базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, принцип «светофора» 2.3. Расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью уточнения их эквивалентности 2.4. Отработка методических вопросов создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта на опытном стенде 2.5. Выводы по главе 2 3. Исследования по разработке и созданию стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта 3.1. Концепция и особенности стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта 3.2. Обоснование и выбор элементов механической системы нагружения планера самолёта. 3.3. Исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации с целью обеспечения высокой скорости и безопасности нагружения самолётных конструкций 3.4. Выводы по главе 3. Общий вид стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта. 4. Анализ нагруженности планера регионального самолёта в стенде ресурсных испытаний и эквивалентности условий испытаний заданным программным.

Апробация разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний 4.1. Исследования по разработке системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта 4.2. Расчёт отклонений силовых факторов через усилия в точках приложения нагрузки, с учетом погрешностей систем 4.3. Оценка погрешности воспроизведения нагрузок в сечениях крыла 4.4. Выводы по главе 4 Заключение Список использованных источников Приложение А. Спектры программных нагружений Введение Актуальность работы.

Проблема обеспечения безопасности конструкций пассажирских самолётов в течение длительного срока эксплуатации начала решаться в России с середины 50–х годов, когда были созданы первые самолёты с газотурбинными двигателями. Обеспечение безопасности эксплуатации самолётов осуществляется в соответствии с Авиационными правилами [1] и другими официальными документами.

Достижение высокого уровня безопасности полетов невозможно без проведения целого ряда работ, одной из которых является подтверждение и уточнение ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции самолётов в течение всего срока их службы [5].

Все основные подходы решения этой проблемы базируются на проведении сертификационных ресурсных испытаний натурных конструкций планеров самолётов.

Сертификационные ресурсные испытания включают большой комплекс исследований образцов, агрегатов и натурной конструкции в целом, необходимый для отработки и экспериментального подтверждения проектного ресурса и обеспечения безопасной и экономичной эксплуатации самолёта.

Исследование вопросов проведения и научного обоснования условий ресурсных испытаний, современных подходов к обоснованию моделирования спектров нагружения конструкции связано с трудами Российских ученых: С. И. Галкина [16], А. Ф. Селихова [71], К.

С. Щербаня [93], В. Е. Стрижиуса [82], Э. И. Ожеховского [62], А. И. Блинова, В. В.

Сулеменкова, В. П. Шунаева и многих других; зарубежных ученых: Jacoby G.H. [95], Naumann E.C. [96], Newman Jr. J.C. [97], Schijve J. [98] и других. Работы И. А. Одинга [60], В.

Л. Райхера [67], В. Г. Лейбова [28] посвящены вопросам определения эквивалентности нагружения, формирования программ испытаний, усталостной прочности металлов.

Методам ресурсных испытаний посвящены работы Н. М. Пестова [16], М. И. Рябинова [38], А. Н. Серьезнова [75], В. И. Сабельникова [33], А. С. Синицина [8].

Несмотря на достигнутые успехи, сертификационные испытания натурной конструкции, и всё что с ними связано: исследование напряженно-деформированного состояния (НДС) конструкции, анализ и представление информации, наблюдение за конструкцией самолёта в период жизненного цикла; является трудоемкой задачей и требует постоянной оптимизации и совершенствования методов и средств исследований, в связи с появлением новых возможностей современной техники и изменением требований к ресурсным характеристикам самолётов.

Наиболее передовые коммерческие самолёты имеют заявленный ресурс, достигающий 70 – 100 тысяч летных часов, что в 2-3 раза больше, чем у самолётов предыдущего поколения. Для его подтверждения в соответствии с принципами безопасного повреждения необходимо выполнить при сертификационных испытаниях порядка тысяч лабораторных полетов. В последнее время стало возможным реализовывать спектры нагружения, максимально приближенные к реальной эксплуатации, и появились так называемые квазислучайные программы испытаний с большим количеством циклов в одном полетном блоке. Общее количество циклов в испытаниях может уже достигать нескольких миллионов. Выполнение сертификационных испытаний по старым технологиям уже становится неприемлемым из-за больших сроков их проведения (до нескольких лет).

Поэтому огромное значение приобретает сокращение времени проведения всего комплекса работ по исследованию ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, что, в свою очередь, напрямую определяется степенью реализации новых современных методических и аппаратных наработок.

При отработке программы нагружения планера в лабораторных условиях не удаётся точно воспроизвести внешние нагрузки, соответствующие реальной эксплуатации, требуются определенные допущения и упрощения. Это обусловливает необходимость оперативного определения эквивалентности нагружения в условиях стендов натурных испытаний по отношению к условиям эксплуатации или к программе испытаний, что до сих пор представляло довольно рутинную задачу. Большое значение имеет также максимальное соответствие условий испытаний программным, так как даже небольшие систематические отклонения при реализации программы приводят к значительным неточностям в определении усталостных характеристик.

Конструкцию самолёта и испытательных стендов, чаще всего, изначально невозможно сделать безупречными и в период испытаний возникают местные разрушения. Требуется оперативное вмешательство, анализ, доработка, иногда, с остановками в течение очень длительного времени. Для его сокращения требуется совершенствование методов и средств, используемых при разработке испытательных стендов, методов анализа и принятия решений по доработкам конструкции самолётов.

Отсюда и цель диссертационной работы – совершенствование методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов, создание стендов испытаний конструктивно-подобных образцов и агрегатов, а также стенда натурных ресурсных испытаний планера пассажирского регионального самолёта нового поколения, отвечающих современным требованиям и уровню развития техники.

Исследования направлены на решение задач улучшения методов испытаний и систем стендов, отвечающих за качество и технико-экономические показатели, такие как:

– уменьшение непосредственно времени подготовки и проведения испытаний;

– оценка ресурсных характеристик проблемных зон конструкции и выработка рекомендаций по их доработкам до проведения натурных испытаний и, как следствие, уменьшение времени простоев, связанных с местными разрушениями и осмотрами конструкции во время испытаний;

– повышение качества и точностных параметров основных систем стенда натурных испытаний планера пассажирского самолёта;

– внедрение виртуального моделирования, позволяющего прогнозировать поведение конструкции при испытаниях и выдавать рекомендации по улучшению условий нагружения и по оптимизации конструкции самолёта;

– создание методов оперативной оценки условий нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях и их эквивалентности программе испытаний;

– создание базы данных расчётно-экспериментальных результатов для более точных и комплексных оценок характеристик усталости и живучести разрабатываемых авиационных конструкций в период жизненного цикла.

Практическое применение таких методов и средств сделает возможным проведение сертификационных натурных испытаний авиационных конструкций в более сжатые сроки и повысить их эффективность. Это, в конечном итоге, должно привести к уменьшению трудоемкости работ на этапе сертификации конструкций самолётов, повышению их достоверности, снижению объёма дорогостоящих доработок, ремонтов и осмотров во время эксплуатации, улучшению ресурсных характеристик и безопасности эксплуатации конкретных типов самолётов.

Краткое содержание работы.

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения и списка использованных источников. Диссертация содержит 191 страницу, включая 30 таблиц, 128 рисунков, 1 приложение на 14 страницах и 101 наименование использованных источников.

В главе один на основании проведённого обзора:

– сформулированы основные цели выполнения ресурсных испытаний, – определён состав ресурсных испытаний, – выявлены особенности современной программы ресурсных испытаний, – сделаны выводы, в которых подтверждена актуальность, заявленных в диссертации целей и задач.

Глава два содержит результаты исследований в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта на этапе, предшествующем непосредственно созданию стенда ресурсных испытаний планера.

Проведены расчётно–экспериментальные исследования усталостной прочности и живучести конструктивных образцов фюзеляжа, панелей и стыков крыла регионального самолёта.

Проведены исследования по определению характеристик усталостной и статической прочности полуфабрикатов, используемых для изготовления элементов конструкции самолёта, дана расчётно-экспериментальная оценка конструктивно–технологических решений, исследованы различные параметры блока нагрузок для ресурсных испытаний.

Предложена концепция базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта с алгоритмами оперативной интерпретации информации по принципу «светофора».

Проведен расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью уточнения их эквивалентности.

В соответствии с разработанной в диссертации концепцией на специально созданном опытном стенде проведены исследования по отработке методических вопросов и разработке элементов систем нагружения, управления, измерений и интерпретации результатов сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта.

В третьей главе дано описание, созданного с использованием проведенных в рамках диссертации исследований методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов, испытательного стенда.

Приведена концепция стенда сертификационных ресурсных испытаний регионального самолёта.

Приведены исследования по обоснованию выбора элементов механической системы стенда ресурсных испытаний гражданского самолёта, оценка их точностных параметров:

влияния отклонения линий действия сил от нормали к поверхности крыла, трения в шарнирах и др.

Приведены исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработке технологии его эксплуатации.

Глава четыре содержит описание исследований по разработке системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта и результаты апробации разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний. Особое внимание при этом уделено определению истинной силовой работы конструкции в испытательном стенде с учетом различных факторов.

В этой главе диссертации приведены разработанные алгоритмы системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта, включая: подсистему расчёта силовых факторов, подсистему расчёта уравновешенности конструкции, подсистему расчёта относительной усталостной повреждаемости, подсистему оценки усталостной наработки конструкции и эквивалентов.

Проведён скорректированный расчёт силовых факторов и их эквивалентов через усилия в точках приложения нагрузки с учетом механических погрешностей системы нагружения.

Исследована погрешность воспроизведения изгибающего момента в сечениях крыла.

В конце работы сделано заключение.

В приложении приведены исследованные спектры программных нагружений.

Научная новизна работы заключается в следующем.

В рамках диссертации проведены исследования по выработке новых подходов к созданию современных систем нагружения, систем управления, систем измерений, систем сбора и обработки информации стендов ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций.

Это позволило под руководством автора разработать стенд сертификационных ресурсных испытаний гражданского регионального самолёта на новом методическом уровне, включающий:

– новую систему приложения нагрузки к нижней поверхности крыла, отличающуюся обоснованностью реализованных решений и уменьшенной погрешностью;

концептуально новые сервогидравлические приводы для приложения нагрузки двустороннего действия с встроенными блоками управления и защиты, специально разработанным независимым от АСУ, клапаном ограничения нагрузки;

систему управления и контроля сил на базе нового быстродействующего оборудования, использующую усовершенствованный закон управления нагружением, сочетающий классическое ПИД регулирование с управлением по «планируемой траектории»;

новую систему расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта, с помощью которой впервые проведена оценка погрешностей и эквивалентности реализованных параметров нагружения по отношению к программе испытаний.

Апробация разработанных методов и средств подтвердила их высокий уровень.

Обоснованность и достоверность решения поставленных задач подтверждаются:

– проведенным анализом информации по отечественным и зарубежным источникам;

– достаточным объёмом использованных экспериментальных данных;

– проверкой разработанных методик в стендах ресурсных испытаний конструктивных образцов и элементов конструкции планера гражданского регионального самолёта и в опытном стенде;

– расчётно-экспериментальными результатами апробации полученных методов и разработанных средств испытаний на работающем стенде ресурсных испытаний регионального самолёта;

– проведением аттестации созданного на базе проведенных в рамках диссертации работ стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта на соответствие заданным параметрам воспроизведения условий испытаний.

Практическая ценность настоящей работы состоит в том, что полученные в ней результаты позволяют:

– наиболее полно реализовать современные аппаратные возможности и методические наработки при производстве натурных испытаний авиационных объектов;

– использовать наработки для дальнейшего совершенствования систем испытательных стендов, как существующих, так и перспективных;

– более корректно и правильно оценивать эквивалентность нагружения при натурных ресурсных испытаниях;

– внедрить в практику экспериментальных и расчётных исследований методики виртуального моделирования.

В результате после проведенных исследований:

– более чем в 2 раза уменьшилось время создания стенда натурных испытаний;

– в 1,5 – 2 раза возросла скорость отработки программы испытаний;

– уменьшилась погрешность воспроизведения условий испытаний;

– увеличилась надежность и безопасность проведения натурных испытаний;

– исследователь получил оперативный инструмент анализа воспроизведенных условий испытаний по отношению к программным с учетом отклонений;

– доработки, ремонты конструкции удалось перенести на более ранние сроки.

Это, в конечном счете, позволило впервые в практике предприятия в полном объёме аттестовать испытательные стенды по заданным параметрам погрешности нагружения, к снижению расходов при производстве и повышению безопасности полетов самолётов.

Результаты работы представлены в виде описаний, схем, формул, рисунков, таблиц, предназначенных для практического использования.

Исследования, выполненные в рамках диссертации, использованы ФГУП «СибНИА им.

С.А. Чаплыгина», ЗАО «Гражданские самолёты Сухого», ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского, ООО «ОКБ Сухого», АНТК Туполева, ОАО «НАЗ Сокол» при решении различных задач, связанных с разработкой стендов прочностных испытаний и расчётной оценкой усталостной Су-80ГП, М-101Т, Ту-204 и др.

всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, СибНИА, Новосибирск, 2004 г.; VIII российскокитайской конференции, Сиань, 2006 г.; Всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, Новосибирск:

СибНИА, 2008 г.; Всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, Новосибирск, 2009 г.; XI российско-китайской конференции по фундаментальным проблемам аэродинамики, динамики полета, надежности и акустике, г. Жуковский, 2011 г. и др.

По теме диссертации опубликовано 15 печатных работ, 7 из которых в изданиях, рекомендованных ВАК РФ, получено 3 патента; основные положения доложены на конференциях и семинарах, из которых 2 международных.

Настоящей работой обобщён, накопленный автором, новый методологический и практический материал по созданию стендов и проведению испытаний магистральных самолётов нового поколения.

Работа была проведена с использованием данных, полученных при создании стендов ресурсных испытаний в ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина», сотрудникам которого автор выражает благодарность за содействие.

А также, автор диссертации выражает огромную благодарность: руководителю работы – д.т.н., профессору Серьезнову А.Н.; главным консультантам: – д.т.н., профессору Белову В.К. и д.т.н., профессору Тарасову Ю.Л.; консультантам: – д.т.н. Щербаню К.С. и д.т.н. Митрофанову О.В. за бесценные консультации и проявленное большое внимание и терпение.

1 Обзор методов и средств исследования усталостной долговечности и определения ресурсных характеристик авиационных конструкций В настоящей главе приведён анализ материалов из отечественных и зарубежных источников, а также исследований автора по вопросам отработки ресурсных характеристик современных магистральных самолётов. Не преследовалась цель охватить в полном объёме методический материал отработки усталостной прочности авиационных конструкций.

Материалы приведены в объёме, необходимом, по мнению автора, для раскрытия темы диссертации.

1.1 Обоснование, порядок и объём исследований при отработке ресурсных характеристик конструкции современного пассажирского самолёта На основании анализа материалов, представленных в [1–5, 7–12, 15, 16, 19–26, 31, 48, 54–58, 62, 64–68, 71, 78, 82, 83, 86, 92, 93, 95, 96, 99, 101] определены характерные особенности конструкций высокоресурсных самолётов, объекты, методы и средства исследований и испытаний.

На методические вопросы и объём исследований и испытаний конструкций магистральных самолётов огромное значение накладывает их совершенство с точки зрения ресурсных характеристик. В процессе создания авиационной техники постоянно идет оптимизация конструкции. Определяются опасные с точки зрения ресурса элементы конструкции, которые и требуют специальных исследований в процессе создания самолёта.

Проведенный анализ выявил следующие типовые концентраторы напряжений.

1.1.1 Для крыла одним из основных концентраторов напряжений являются поперечные стыки нижних панелей между собой, в том числе и со стыковыми гребенками.

Источниками концентрации напряжений здесь являются отверстия, нагруженные усилиями, передаваемыми болтами или заклепками [3, 6, 10–12, 16, 25, 32, 41, 43, 55, 58, 64, 68, 71, 76– 78, 80, 84, 86, 92, 93, 97, 101]. Из-за неравномерного распределения усилий между болтами или заклепками в многорядном шве крайний ряд отверстий обычно нагружен относительно больше, чем другие отверстия стыка, если не приняты конструктивные меры по выравниванию усилий. Выносливость поперечных стыков в значительной мере зависит также от местных изгибающих напряжений, вызванных наличием эксцентриситетов передачи нагрузки, наличием зенковки отверстий [10, 11, 12].

Другим основным концентратором напряжений являются многочисленные местные законцовки силовых элементов на обшивке панелей: различного рода подкладочных листов, внутренних и наружных накладок, стрингеров, кронштейнов [1, 3, 6, 7, 9–12, 16, 25, 43, 46, 47, 55, 64, 68, 71, 76, 80, 82, 92, 93]. Обычно в этом случае разрушается обшивка панели, причем первоначальная трещина возникает от крайних отверстий крепления элементов. Источником концентраторов напряжений здесь также являются отверстия, нагруженные болтами или заклепками. Из-за наличия эксцентриситетов передачи нагрузки в этих местах конструкции имеют место местные изгибные напряжения в обшивке, которые значительно снижают выносливость панели.

Третьим основным концентратором напряжений являются вырезы в панелях и стенках силовых элементов под различные люки и аппаратуру [1, 3, 11, 31, 44, 55, 59, 74, 84, 87, 92, 93]. Концентрация напряжений здесь может быть вызвана двумя факторами.

Первым и основным фактором, вызывающим разрушения по данному месту, является более высокий уровень местных напряжений по сравнению с общей напряженностью в регулярной зоне панели. Это чаще всего вызвано недостаточным подкреплением панели в зоне выреза. В этом случае трещина в обшивке или стенке развивается от контура выреза, если нет на контуре дополнительных концентратов напряжений. Вторым фактором разрушения по вырезам является наличие дополнительной концентрации напряжений по его контуру, вызванной его формой, например тем, что вырез имеет прямоугольную форму с малым радиусом скругления по углам. В этом случае трещина в обшивке развивается от углов контура выреза. На практике оба этих фактора могут действовать одновременно. Кроме того могут иметься отверстия и крепеж по контуру.

1.1.2 Наиболее ответственным элементом, ресурс которого определяет ресурс всего планера, является фюзеляж: типовые шпангоуты, стрингеры и их соединения между собой и обшивкой, продольные и поперечные стыки обшивок и панелей, вырезы под иллюминаторы.

На основании материалов, представленных в [1, 2, 7, 8, 10–12, 43, 46, 47, 59, 65, 68, 71, 73, 76, 77, 91–93] проведен обзор и выявлены характерные особенности конструкций фюзеляжей и их развитие. В [10] отмечено, что для конструкции герметичного фюзеляжа современного самолёта, первичным, определяющим облик конструкции, является требование обеспечения нормированных показателей живучести. Высокая располагаемая наработка конструкции сама по себе соответствия новым нормам не обеспечивает. Традиционные конструкции отечественных самолётов при достаточно высоких показателях ресурса и надежности всем новым требованиям не удовлетворяют. Требуются другие подходы. Однако задачи обеспечения ресурса, как и известные методы их решения, остаются актуальными.

Анализ полученных результатов испытаний герметичных фюзеляжей [46] позволяет сделать вывод, что все разрушения в фюзеляже вызваны, в основном, действием циклического избыточного давления.

Большое количество таких гермоднищах, трещины в которых возникают в районе сочленения со стрингерами обшивки фюзеляжа и в вертикальных и горизонтальных плоских стенках, а также в усиливающих элементах, расположенных в виде лучей. На практике необходимо снижать уровень напряжений в лучах и местах их заделки с оболочкой фюзеляжа. Часто отмечаются разрушения обшивки в углах вырезов под люки и двери из-за недостаточного подкрепления выреза.

Недостаточная выносливость крышек люков и дверей является причиной появления трещин в их обшивке обычно в местах окончания профилей каркаса, где действуют более высокие напряжения. Эти разрушения опасны, т.к. могут привести к разгерметизации и требуют повышенного внимания в эксплуатации.

1.1.3 К основным производственным дефектам, которые влияют на усталостную прочность испытываемых агрегатов, относятся следующие:

– занижение временного сопротивления ряда силовых деталей из-за изготовления их из незакаленного материала или нарушения режимов их термообработки;

– нарушение технологии клепки – использование заклепок меньшего диаметра, другого материала и формы, ослаблении силового заклепочного шва креплением анкерных гаек, постановкой заклепок в край листа и изменением шага швов;

– нарушение технологии сварки и литья силовых деталей и узлов – непровар швов, раковины в литье, пережог тонких соединений и др.;

– нарушение технологии сборки – перенатяжение при монтаже болтов стыковых узлов, отсутствие фасок в стыковых отверстиях, сверление отверстий значительно больших размеров, чем по чертежу.

Перечисленные концентраторы с большой степенью вероятности проявляются в конструкции всех современных магистральных самолётов. Они и учитываются при определении особо ответственных элементов конструкции (ООЭ) в процессе конструирования планера самолёта, при выборе технологии изготовления и, особенно, при отработке ресурсных характеристик, определяя объём исследований.

1.1.4 В соответствии с требованиями [1] в настоящее время обеспечение прочности конструкций самолётов требует проведения расчётных и экспериментальных работ на всех этапах жизненного цикла вплоть до списания.

Обычно, состав объектов наземных испытаний для конкретного самолёта обосновывается из условия необходимости проверки ООЭ всех потенциально опасных по условиям прочности и ресурса элементов конструкции – основных силовых элементов (ОСЭ), выявленных на основании расчётов прочности, опыта испытаний и эксплуатации прототипов с учетом наличия типовых концентраторов [84], описанных в 1.1.1, 1.1.2 и 1.1.3.

Анализ [1, 8–12, 16, 25, 55, 68, 71, 80, 84, 86, 92, 93] показывает, что типовыми элементами конструкции, которые могут считаться ОСЭ, являются следующие.

1.1.4.1 Крыло и хвостовое оперение:

– поверхности управления, механизация крыла: предкрылки, закрылки и их механические системы и соединения (шарниры, направляющие и фитинги);

– силовые фитинги;

– основные стыки;

– обшивка или подкрепленные вырезы и нерегулярности;

– сочленение обшивка – стрингер;

– полки лонжеронов;

– стенки лонжеронов;

– нервюры и гермошпангоуты.

1.1.4.2 Фюзеляж:

– поперечные шпангоуты с обшивкой;

– фонарь кабины;

– гермошпангоуты;

– обшивка и шпангоут;

– подкрепляющий элемент вокруг выреза;

– обшивка, стыки обшивки, под действием поперечных нагрузок;

– обшивка, стыки обшивки, под действием растягивающих и сжимающих нагрузок;

– сочетание обшивки с подкрепляющим элементом под действием растягивающих и сжимающих нагрузок;

– обшивка, окантовка и замки дверей;

– окантовка иллюминаторов.

1.1.4.3 Шасси и их крепление.

1.1.4.4 Подвески двигателей.

1.1.4.5 Элементы реверсоров тяги, разрушение которых может привести к неожиданным разворотам самолёта.

После определения ОСЭ составляется «Комплексный план по обеспечению прочности конструкций самолётов и их сертификации», в России это делается в соответствии с "Положением о расчётных и экспериментальных работах для обеспечения прочности конструкции самолёта" (ЦАГИ, 1983г.) с учетом современных требований сертификации авиационной техники и разработанного сертификационного базиса [82, 84].

Эти документы разрабатываются на этапе проведения рабочего проектирования. Далее сроки и перечень испытаний образцов и стендов уточняются, например: в «Плане-графике разработки, изготовления и проведения испытаний натурных образцов крыла, фюзеляжа и других ОСЭ самолёта для проверки правильности принятых конструктивно-технологических решений и оценки возможности обеспечения статической прочности и проектного ресурса самолёта на этапе предварительного и рабочего проектирования».

Рисунок 1.1 – Иллюстрация объёма испытаний при сертификации воздушного судна 1.1.5 Учитывая [1, 5, 7, 25, 26, 71, 86, 93], перечень испытаний обычно включает (рисунок 1.1):

– испытания стандартных образцов из полуфабрикатов конструкционных материалов на статическую прочность, усталостную долговечность, трещиностойкость, после чего рассчитываются характеристики усталостной долговечности и трещиностойкости полуфабрикатов конструкционных материалов самолёта для обеспечения сертификации по авиационному стандарту;

– испытания образцов, отсеков и агрегатов планера для подтверждения статической прочности конструкции;

– испытания агрегатов из композиционных материалов при комплексном воздействии нагрузки, температуры, влажности;

– испытания образцов, отсеков и агрегатов планера для подтверждения усталостной прочности конструкции;

– исследование аэроупругих характеристик самолёта на динамически подобных моделях (флаттер, статическая аэроупругость, бафтинг) в аэродинамических трубах;

– частотные испытания первого летного экземпляра самолёта, в том числе с системой автоматического управления и шасси;

– копровые испытания основной и носовой стоек шасси на работоемкость;

– статические испытания стоек шасси на стенде;

– ресурсные испытания стоек шасси на стенде;

– испытания стоек шасси на многократные сбросы;

– статические испытания мотогондолы на стенде;

– ресурсные испытания мотогондолы на стенде;

– частотные испытаний системы "двигатель-мотогондола-пилон" на стенде крыла;

– испытания конструкции на случай соударения с птицей;

– динамические испытания с элементами крепления кресел конструкции самолёта на случай аварийной посадки;

– испытания на усталость, живучесть и функциональную работоспособность агрегатов механизации крыла;

– статические испытания самолёта;

– ресурсные испытания самолёта;

– ресурсные испытания стоек шасси на уборку-выпуск;

– ресурсные испытания конструкции крепления двигателя.

1.1.6 На основании результатов этих испытаний формируются:

«Заключение о соответствии типовой конструкции самолёта требованиям сертификационного базиса по условиям статической прочности»;

– «Заключение о соответствии кресел членов экипажа и пассажиров самолёта требованиям динамического нагружения»;

«Заключение о соответствии типовой конструкции самолёта требованиям сертификационного базиса по условиям безопасности от реверса органов управления, дивергенции, флаттера и бафтинга»;

– «Заключение по аэроупругой устойчивости типовой конструкции самолёта с системой автоматического управления»;

«Заключение о соответствии типовой конструкции самолёта требованиям сертификационного базиса по условиям безопасности от шимми колес шасси»;

– «Заключение об установлении начальных назначенных ресурсов и срока службы планеру, навеске двигателя, мотогондоле, шасси и механическим элементам систем управления и изменения конфигурации для типовой конструкции самолёта по условиям прочности при длительной эксплуатации».

1.2 Методы расчётных исследований, расчётное моделирование на этапе ресурсных испытаний На всех этапах отработки прочности и ресурсных характеристик применяются расчётные методы определения напряженно-деформированного состояния (НДС) конструкции [3, 11, 80, 82, 84]. Основным на сегодняшний день является метод конечных элементов (МКЭ).

1.2.1 Методики расчёта усталостной долговечности с использованием конечноэлементных моделей (КЭМ) приведены в [5, 11, 31, 44, 46, 47, 55, 60, 80, 81, 82, 84].

1.2.1.1 Наиболее часто встречающийся концентратор напряжений в подкрепленных конструкциях сложной формы – это крепежное отверстие.

Расчёт усталостной долговечности нагруженных отверстий в инженерной практике проводится по приведенным напряжениям:

где: – растягивающие напряжения в зоне отверстия; см – напряжения смятия отверстия; К см = 0,4 – коэффициент смятия.

Напряжения смятия находятся из выражения:

где: Р см – усилие смятия; F см – площадь смятия; d, – диаметр отверстия и толщина детали.

В поперечных стыках нагрузку смятия отверстия Р см находят из расчёта распределения нагрузок на болты методом конечных элементов (МКЭ), либо оценивают инженерными методами.

Для продольных стыков нагрузка на отверстия определяется потоком касательных сил и находится из выражения:

а приведенные напряжения:

Здесь, h – касательные напряжения и шаг крепежа, коэффициент k учитывает неравномерность нагрузок на ряды крепежа (например: для двухрядных швов k=1,1).

Таким образом, для критических участков, локализованных в поперечных стыках, определяющими долговечность параметрами будут см, Р см ; для критических участков продольных стыков –, ; для ненагруженных отверстий –.

1.2.1.1.1 Расчёт напряженного состояния конструкции и коэффициентов влияния для нагрузок стенда ресурсных испытаний Определение зависимости параметров напряженного состояния критических участков конструкции от нагрузок обычно выполняется с использованием конечно-элементных моделей. На примере киля транспортного самолёта проиллюстрируем использование методики. Общий вид конечно–элементной модели хвостовой части фюзеляжа с граничными условиями представлен на рисунке 1.2. Напряжения и в зоне продольных стыков, а также в ребре переднего лонжерона находили из расчёта общего напряженного состояния.

Рисунок 1.2 – Базовая конечно–элементная модель для исследования напряженного Для удобства определения напряжений обычно вводятся линейные конечные элементы с площадью сечения F = 0,001 мм2, выполнявшие роль тензодатчиков.

В КЭМ рисунков 1.3 и 1.4 выбираются конечные элементы (КЭ), по которым определяют параметры напряженного состояния в критических зонах конструкции.

Стрелками указаны элементы, по которым определялись напряжение в критических зонах переднего лонжерона, стыках поясов со стенкой и форкилем.

В таблице 1.1 выписаны напряжения и усилия в критических зонах для нагрузок случаев, определенные расчётом по описанным конечно-элементным моделям. Эти напряжения и усилия в соответствии с принципом суперпозиции принимают в качестве коэффициентов влияния при расчёте НДС и усталостных характеристик при действии других граничных усилий.

Рисунок 1.3 – Напряжения в линейных элементах при Р ВО = 10000 Н Таблица 1.1 – Коэффициенты влияния для исходной конструкции при штатной нагружения Критическая зона Передний лонжерон, стыки поясов со стенкой Критическая зона Передний лонжерон, стыки поясов с форкилем Критическая зона Задний лонжерон, стыки поясов со стенкой Продолжение таблицы 1. Критическая зона Задний лонжерон, стыки поясов со шп. 54н 1.2.1.1.2 Расчётная оценка усталостной долговечности критических участков.

С использованием полученных из конечно–элементных моделей коэффициентов влияния выполняется расчёт усталостной долговечности критических участков конструкции киля в стенде ресурсных испытаний. При этом в качестве переменных нагрузок в расчёте нагружения. Напряжения и усилия смятия находят умножением экстремумов нагрузок программных блоков на соответствующие коэффициенты влияния из таблицы 1.1.

Для продольных стыков:

для поперечного стыка:

для ненагруженного отверстия:

где – номер экстремума циклограммы.

Полученные циклограммы обрабатываются методом полных циклов.

Выделенные асимметричные циклы заменялись эквивалентными по усталостному повреждению отнулевыми циклами:

где – номер выделенного асимметричного цикла.

Затем с использованием линейной гипотезы суммирования усталостных повреждений находились напряжения отнулевого цикла (одного), эквивалентного по усталостному повреждению всему блоку нагружения.

блоков нагружения и состояний конструкции до момента обнаружения усталостного разрушения в соответствующей зоне.

В эту же таблицу в строку помещены относительные повреждения, внесенные в расчётную зону за время испытаний по соответствующему программному блоку при имевшихся на тот момент условиях уравновешивания и состояния конструкции (наличия ремонтов). Значения относительных повреждений находились из выражения:

где: n – количество реализованных блоков;

N расч = С/( )m – расчётное количество программных блоков до разрушения.

В столбце «Сумма за период испытаний» таблицы 1.2 содержится сумма относительных повреждений до момента обнаружения разрушения. Согласно гипотезе расчётом величины от 1 может служить интегральной мерой погрешности принятой в данной работе методики определения ресурсных характеристик конструкции. Она находится в пределах погрешности существующих методик расчётов натурных авиаконструкций на усталость, что свидетельствует о возможности использования найденных коэффициентов влияния для расчёта эквивалентов между различными программными блоками нагружения.

Таблица 1.2 – Результаты расчётов Наработка, Суммарная наработка, блоки Критическая Критическая Критическая 1.3 Методы и средства ресурсных испытаний конструктивных образцов, натурных агрегатов и планера самолёта Наибольший интерес с точки зрения влияния на конструкцию самолёта, комплексной проверки прочностных характеристик ООЭ и ОСЭ имеет стадия ресурсных испытаний самолётов, их агрегатов, фрагментов и конструктивных образцов [1, 2, 4, 7, 12, 26, 68, 71, 73, 93] (рисунок 1.5).

Рисунок 1.5 – Взаимосвязь между ресурсом и и результатами стендовых испытаний Выбирается такая последовательность испытаний, чтобы практически исключить возможные ошибки при проектировании как можно на более ранней стадии производства.

Так на этапе проектирования сначала исследуются конструктивные образцы и выбираются наиболее подходящие решения для запуска в производство. Затем при производстве узлов и агрегатов исследуются усталостные характеристики и характеристики живучести агрегатов и узлов. И после корректировки конструктивных и технологических решений на уровне производства по результатам предыдущих испытаний образцов и агрегатов выпускается натурный образец планера самолёта для ресурсных испытаний. В дальнейшем с целью проверки внесенных в конструкцию изменений на стадии производства серийных самолётов испытания агрегатов и образцов могут быть продолжены.

1.3.1 Конструктивно подобные образцы.

Обычно состав и конструкция конструктивно подобных образцов разрабатываются с целью подтверждения заявленных характеристик усталости и живучести типовых концентраторов напряжений и регулярных частей конструкции, проверки технологических решений.

Анализ результатов испытаний позволяет выявить типовые слабые места конструкции планера, которые мы назвали типовыми концентраторами напряжений, каждый из которых проверяется при испытании партии конструктивно-подобных образцов.

Для проверки прочности вышеизложенных концентраторов проектируются следующие виды конструктивно подобных образцов и фрагментов на примере конкретного магистрального самолёта [1, 12, 15, 16, 36, 41, 71, 76] (рисунки 1.6 – 1.14).

Рисунок 1.6 – Образцы нижней панели ОЧК с люками-лазами (испытания на усталость и живучесть– 3 шт., испытания на растяжение – 1 шт.).

Рисунок 1.7 – Образцы верхней панели ОЧК с вырезами под топливную арматуру (испытания на усталость и живучесть – 2 шт., испытания на растяжение – 1 шт.) Рисунок 1.8 – Образцы верхней панели ОЧК (Трех-пролетные отсеки для испытания верхних плоских панелей кессона крыла (из трех зон) на сжатие – 3 шт.) Рисунок 1.9 – Образцы стыка нижних панелей ОЧК с центропланом (испытания на усталость и живучесть – 3 шт., испытания на растяжение – 1 шт.) Рисунок 1.10 – Образцы стыка верхней панелей ОЧК с центропланом (испытания на усталость и живучесть – 3 шт. испытания на растяжение – 1 шт.) Рисунок 1.11 – Образцы нижних панелей центроплана с люками установки топливной аппаратуры (испытания на живучесть – 3 шт., испытания на растяжение – 1шт.) Рисунок 1.12 – Образцы нижних панелей центроплана с люками-лазами, прерванными стрингерами и профильными стыками (испытания на усталость и живучесть – 3 шт., испытания на растяжение – 1 шт.) Рисунок 1.13 – Образцы трех-пролетной панели фюзеляжа Рисунок 1.14 – Криволинейные панели фюзеляжа «Чечевица»

Многие вопросы отработки конструкций фюзеляжей решаются на стендах испытаний крупногабаритных панелей фюзеляжей с имитацией максимально возможных силовых факторов.

1.3.2 Проводятся ресурсные испытания натурных агрегатов [1, 4, 5, 9, 12, 15, 16, 24, 25, 37, 71, 93] (рисунки 1.15 – 1.17).

Рисунок 1.14 – Механизация крыла самолёта на полуразмахе, кессон крыла Рисунок 1.15 – Отсеки фюзеляжа с установленными иллюминаторами, дверями и отдельно с гермоднищем на наддув избыточным давлением Рисунок 1.16 – Передняя и основная стойки шасси, хвостовое оперение Рисунок 1.17 – Рули, элероны, интерцепторы, воздушные тормоза и другие агрегаты на изолированных стендах (с климатическим воздействием в случае выполнения их из На основании результатов испытаний материалов и конструктивно–подобных образцов конструкция самолёта и технология изготовления деталей изменяется до начала серийного производства.

1.3.3 Обзор стендов прочностных испытаний современных гражданских самолётов Стенды прочностных, в том числе и ресурсных испытаний современных гражданских самолётов, несмотря на их разнообразие, довольно похожи и отличаются, как и самолёты, некоторыми нюансами, связанными с их назначением и совершенством.

характеристики стендов прочностных испытаний, а также данные расчётных технических ресурсов некоторых современных гражданских высоко ресурсных самолётов. Эти данные, для удобства использования сведены в таблицы 1.3. и 1.4.

Таблица 1.3 – Характеристики стендов прочностных испытаний самолёта, ресурсных испытаний особенности, цель Boeing Boeing Продолжение таблицы 1. Wing» DA Airbus технологических, металлическими узлами подогревалась для создания полетные случаи. испытаний) нагружения, подтверждение механизации, которые содержащий 4000 полетных проектному (экспериментально выявление зон 3. узлы крепления конструкции, закрылков и критических по предкрылков;

усталости; пилонов двигателей;

обслуживания и 6. узлы крепления дефектоскопическо вертикального и го контроля горизонтального конструкции в оперения (ВО и ГО эксплуатации; половинных размеров);

проведение 7. узлы крепления испытаний при цилиндров для створок увеличенных на 8. Макетные агрегаты:

10% по отношению 9. шасси;

к нагрузкам, 10. пилоны двигателей;

статистически 11. панели пола.

нагрузки в негерметичная часть эксплуатации.) фюзеляжа с килем.

Таблица 1.4 – Расчётные данные о технических ресурсах зарубежных самолётов Из приведенных данных видно, что строгой закономерности при испытаниях современных самолётов не наблюдается. Все зависит от экономических и технических условий создания того или иного самолёта. Тем не менее, как и отмечалось ранее в [8] и [93], наблюдаются тенденции к уменьшению сроков отработки одного полетного цикла (особенно заметна она при производстве таких современных самолётов как Боинг 757, Боинг 767) и усложнению программ испытаний, увеличению объёма циклов в повторяющихся блоках нагрузок.

Все это происходит на фоне отсутствия достаточно точных математических зависимостей влияния тех или иных факторов при моделировании нагруженности планера самолёта в стендовых ресурсных испытаниях и значительного повышения возможностей современной испытательной техники, способности реализовывать сложные квазислучайные спектры нагружения.

1.3.4 Первая серийная конструкция (обычно это 3-й – 6-й самолёт) изготавливается для проведения полномасштабных комплексных ресурсных испытаний (рисунок 1.18).

Рисунок 1.18 – Стенд комплексных ресурсных испытаний При этом испытаниям подвергаются одновременно в составе планера практически все агрегаты самолёта (рисунки 1.19 – 1.21).

Рисунок 1.19 – Крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение Рисунок 1.20 – Закрылки, элероны, интерцепторы, воздушные тормоза, макетные приводы 1.3.5 Описание и обзор методов моделирования нагруженности планера самолёта при стендовых ресурсных испытаниях 1.3.5.1 Интересный обзор и оценка эквивалентности программ усталостных испытаний крыльев транспортных самолётов, приведены в [81].

За «эталон» принята программа «Boeing–767». Результаты оценки эквивалентов приведены в таблице 1.5 и 1.6.

Таблица 1.5 – Результаты оценки эквивалентов Приведены значения основных параметров программного нагружения и эквивалентов программ «ПУСК–96–300» и «Boeing–767» для корневых сечений нижней поверхности крыльев самолётов Ил–96–300 и Boeing–767 (значения m для программы «ПУСК–96–300» и «Boeing–767» приняты условно равными между собой в таблице 1.6).

Таблица 1.6 – Результаты оценки эквивалентов при условно равных значениях m уравнение Примечание * При расчёте использован показатель степени На основании приведенных результатов сделаны выводы:

– суммарный эквивалент программ «ПУСК–96–300» и «Boeing–767» при значениях m, типовых для корневых сечений нижней поверхности крыльев самолётов Ил–96–300 и Boeing–767, оценивается значением K экв. = 1,2, то есть даже при меньших значениях m программа «ПУСК–96–300» «тяжелее» программы «Boeing–767» ( m = 84,0 МПа для самолёта Ил–96–300 и m = 97,6 МПа для самолёта Boeing–767);

– суммарный эквивалент программ «ПУСК–96–300» и «Boeing–767» при условно равных значениях m оценивается значением K экв. = 2,8, причем следует отметить, что программа «ПУСК–96–300» «тяжелее» программы «Boeing–767» по всем остальным параметрам программного нагружения: а max, экв и R.

Наибольший вклад в величину эквивалента между программами «ПУСК–96–300» и «Boeing–767» внесла разница в значениях R этих программ, что в свою очередь, обусловлено различием типов и разной нагруженностью (особенно на наземном этапе) рассматриваемых самолётов:

продолжительностью типового полета t т.п.= 5,0 ч и G взл.т.п./G самолёт имеет «тяжелое» крыло, на котором расположено четыре двигателя и большое количество топлива, все это обусловило достаточно высокое значение / ст / =0,465 для корневых сечений нижних панелей крыла; кроме этого, программа испытаний «ПУСК–96–300» отражает также высокий уровень неровностей и значений эксплуатации самолёта на отечественных аэродромах;

– самолёт Boeing–767 – среднемагистральный самолёт с продолжительностью типового полета t т.п.=1,0 ч и G взл.т.п./G самолёт имеет относительно «легкое» крыло, на котором расположено два двигателя и небольшое количество топлива, что обусловливает низкое значение / ст / =0,256 для корневых сечений нижних панелей крыла; программа испытаний «Boeing–767» отражает также относительно невысокий уровень неровностей и значений а наземного этапа, соответствующий эксплуатации самолёта преимущественно на зарубежных аэродромах.

Оценка эквивалентов программ «ПУСК–96–300» и «Boeing–767» дает результаты, значительно отличающиеся друг от друга: в 1,6 раза при условно равных значениях m и в 1,3 раза – при типовых значениях m. Величиной 1,3–1,6 может быть оценена количественная погрешность оценки эквивалентов с использованием различных уравнений;

можно также утверждать, что в случае расчёта эквивалентов при типовых значениях m, это приведет также к неверной качественной оценке: программа «ПУСК–96–300» окажется легче программы «Boeing–767», а не наоборот.

1.3.5.2 Моделирование нагруженности планера самолёта в стендовых ресурсных испытаниях натурных самолётов и их агрегатов представляет собой сложный процесс, основанный на записях спектров нагружения реального самолёта прототипа.

Спектр переменного нагружения самолёта, эксплуатирующегося в различных условиях, моделирование основывается на средних нагрузках, полученных статистической обработкой эксплуатационных маневров. Обычно эти данные представлены, как в виде циклограмм, так и в обработанном виде: в виде повторяемостей перегрузок в центре тяжести самолёта, в виде данных о динамических поправках по нагруженности отдельных агрегатов. При моделировании спектра приходится ограничивать уровни максимальных и минимальных нагрузок для соблюдения условий внесения в конструкцию при испытаниях одинаковой усталостной повреждаемости, по отношению к эксплуатационному спектру, и выполнимости программы на испытательном стенде. Кроме того, необходимо принимать во внимание влияние различных сочетаний нагрузок на суммирование усталостных повреждений. Эти закономерности описаны в трудах [8, 15, 28, 32, 55, 56, 60, 63, 67, 71, 81, 83, 93, 95, 96] и многих других. Анализ этих работ позволяет сделать ниже следующие выводы.

При изменении чередования различных циклов в полетном блоке среднее значение долговечностей отличаются друг от друга не более чем на 15% – 20%, что практически находится в зоне погрешности определения усталостных характеристик.

В работах [25, 28, 71, 98] и других проведены исследования влияния чередования нагрузок в полетном блоке на длительность роста усталостных трещин в современных сплавах. Они показали практическое отсутствие влияния чередования циклов в полетном блоке, как на долговечность, так и на длительность роста усталостной трещины.

Влияние на вносимую в конструкцию повреждаемость циклов малой амплитуды, которых в эксплуатационном спектре относительно большое количество довольно велико за счет того, что они могут вызвать фреттинг-коррозию и инициировать образование трещины.

После образования трещины эти циклы вызывают подрастание трещин и, наконец, установлено, что наличие циклов малой амплитуды способствует ускоренному развитию трещин от последующего нагружения циклами большой амплитуды. Тем не менее, для сокращения длительности полетного цикла возникает необходимость исключить часть этих циклов из лабораторного спектра нагружения.

Исключение циклов малой амплитуды из спектра нагружения иногда очень существенно в разы завышает усталостную долговечность и трещиностойкость. В современных программных блоках при квазислучайном «перемешивании» циклов удается добиться примерно 20% запаса при оценке усталостной прочности при испытаниях.

Некоторыми исследователями отмечается, что при случайном чередовании циклов малой и большой амплитуды в лабораторном блоке влияние циклов малой амплитуды на развитие повреждений может быть не столь существенным.

Использование циклов большой амплитуды в лабораторных полетных блоках основывается на множестве исследований ученых ЦАГИ, СибНИА.

В соответствии с [93] и [97] можно отметить что:

1) циклы большой амплитуды вносят наибольший вклад в усталостное повреждение конструкции, как при зарождении трещины, так и при ее развитии;

2) при нагружении в сочетании с циклами малой амплитуды в полетном блоке, влияние их больше, чем при простом нагружении только этими циклами;

3) циклы большой амплитуды сокращают долговечность в связи со значительным, по сравнению с циклами малой амплитуды, уменьшением критического размера трещины;

4) циклы большой амплитуды увеличивают долговечность, если они вызывают благоприятные сжимающие остаточные напряжения в зоне концентратора или в вершине трещины;

5) редкие циклы перегрузки, периодические встречающиеся в полетных блоках, могут существенно увеличить, а циклы сжатия наоборот уменьшить трещиностойкость конструкции.

Данные исследователей показывают, что при испытаниях только циклом «землявоздух-земля» (ЗВЗ) длительность роста усталостной трещины увеличивается в 3,36 раза для образцов из сплава 2024–Т3 и в 2,47 раза для образцов из сплава 7075–Т6 по сравнению с длительностью роста трещины при случайном нагружении.

Приведенный в работах [96], [97] анализ показывает существенное влияние на долговечность минимального напряжения цикла ЗВЗ, которое, как правило, приводит к уменьшению долговечности до возникновения трещины и сокращению длительности ее развития. Степень влияния минимального напряжения цикла ЗВЗ больше на стадии зарождения усталостной трещины и несколько меньше на стадии развития трещины.

1.4 Выводы по главе Обобщая данные проведённого обзора, можно составить представление об осредненном составе, порядке и методических особенностях проведения ресурсных испытаний, определяющих отработку ресурсных характеристик современного магистрального самолёта.

1.4.1 Основные цели ресурсных испытаний натурных конструкции:

– минимизация технологических, экономических и проектных рисков при испытании конструкций крупногабаритных образцов и агрегатов на изолированных стендах;

– расчётно-экспериментальное подтверждение проектного ресурса конструкции;

– выявление зон конструкции, критических по условиям усталости;

– отработка регламента обслуживания и дефектоскопического контроля конструкции в эксплуатации;

расчётно-экспериментальное подтверждение характеристик эксплуатационной живучести.

1.4.2 В зависимости от полученных данных на предварительном этапе расчётных и экспериментальных исследований нагруженности планера самолёта состав ресурсных испытаний может быть разнообразным, но должен содержать следующие основные позиции:

ресурсные испытания конструктивно–подобных образцов и тех агрегатов, конструкция и (или) технология изготовления которых претерпевает изменение при создании самолёта;

– ресурсные испытания планера самолёта максимально возможной комплектации;

– ресурсные испытания агрегатов, испытание которых невозможно или экономически нецелесообразно проводить в составе планера самолёта;

– ресурсные испытания агрегатов и компонентов самолёта из композиционных материалов с регламентированными повреждениями и с климатическим воздействием;

– испытания на эксплуатационную живучесть и остаточную прочность;

– испытания на длительность развития повреждений конструкций агрегатов, в том числе и с климатическим воздействием.

1.4.3 Учитывая проведенный обзор, современное представление о нагруженности конструкции самолёта в эксплуатации и уровень испытательной техники можно с уверенностью утверждать следующее.

1.4.3.1 Программа ресурсных испытаний выбирается в зависимости от нагруженности прототипа конструкции. Оптимальный повторяющийся блок нагружения программы испытаний должен состоять из 2000 – 5000 случайным образом перемешанных, различных по повреждаемости и длительности полетных циклов, содержащих расставленные в случайном порядке 5 – 7 уровней средних нагрузок функционирования, моделирующих условия нагружения планера самолёта на земле и в полете. Нагрузки турбулентности атмосферы и неровностей аэродромов накладываются на нагрузки функционирования. Для упрощения анализа результатов испытаний обычно, после квазислучайного, но осмысленного формирования программного блока, последовательность нагрузок в последующих очередных блоках более не меняют. Основная опасность ошибок при разработке программ нагружения при ресурсных испытаниях заключается в неправильном учете эксплуатационных циклов амплитудой менее 10% от максимальной.

1.4.3.2 Отличие современной программы ресурсных испытаний состоит в том, что нагружению подвергаются все агрегаты планера самолёта одновременно. Поэтому особое внимание уделяется уравновешиванию испытываемой конструкции с минимальными погрешностями в нагружении основных агрегатов.

1.4.3.3 Объём испытаний в современных условиях уже не определяется коэффициентом надежности, как это принималось в 80 годы, а определяется вероятностью необнаружения регламентированного повреждения на элементах конструкции планера самолёта при осмотрах конструкции – принцип безопасного повреждения. Это означает следующее:

– несмотря на то, что основная часть планера должна надежно отработать весь ресурс самолёта, всегда существует опасность того, что дефектоскопист пропустит регламентированное повреждение при осмотре в течение эксплуатационного ресурса (предполагается, что в конструкции изначально есть повреждения), – поэтому считается, что конструкция должна выдержать без повреждений как минимум два ресурса и затем, с регламентированным авиационными правилами повреждениями, выдержать максимальные эксплуатационные нагрузки.

На основании данного, в общем-то, очень простого логического умозаключения, принято, что ресурсные испытания нагрузками, максимально приближенными к эксплуатационным, должны быть выполнены минимум на 2 эксплуатационных ресурса, после чего проводятся испытания на остаточную прочность до максимальных эксплуатационных нагрузок с нанесением регламентированных повреждений специальным образом. Эта логика принята в эксплуатации по принципу допускаемых повреждений и заложена практически во все современные авиационные правила.

1.4.3.4 Создание стендов ресурсных испытаний и производство самих испытаний из экономических соображений осуществляется в короткие сроки, примерно составляющие 6 и 20 месяцев соответственно при средней продолжительности отработки одного лабораторного полета за 3 – 6 минут. Надо отдавать себе отчет, что эти характеристики достигнуты при условии высокого качества проектирования и культуры производства зарубежных предприятий изготовителей и практическом отсутствии усталостных повреждений планера при испытаниях. Реализация таких высоких показателей также невозможна без применения высокоточных скоростных сервоприводов, систем управления и контроля с усовершенствованными законами управления. Тем не менее, даже при этом, качество воспроизведения условий нагружения в стенде значительно отличается от заданных теоретических. Приходится принимать значительные допущения и отклонения, связанные с уравновешиванием самолёта. Предположительно всегда можно ожидать наряду с уменьшением погрешности воспроизведения нагрузок самого лабораторного спектра неопределенностью в интерпретации результатов.

1.4.4.5 Обработка результатов испытаний представляет собой очень трудоемкий процесс, связанный не только с отсутствием или наличием тех или иных методик обработки показаний датчиков, установленных в испытательном стенде, но и в идентификации измерительной модели, приведения ее в соответствие представлению о нагруженности планера самолёта в эксплуатации или расчётному, проектному.

В этом процессе тоже закладываются довольно значительные допущения. Кроме того, при испытаниях с изменением условий нагружения и по прошествии времени параметры датчиков и систем начинают меняться, что требует регулярной корректировки условий испытаний и учета данных обстоятельств при интерпретации результатов.

Учитывая изученный опыт, можно сказать, что в настоящее время существует необходимость постоянного совершенствования методов и средств ресурсных испытаний самолётов, приведение их к современным высоким требованиям; а также необходимость оценки качества интерпретации получаемой информации с учетом погрешностей всех систем и применяемых методов.

При разработке концепции будущего самолёта определяются проектные характеристики статической и усталостной прочности элементов самолёта. На основании этих характеристик определяют параметры проектирования, такие как допускаемые напряжения, запасы прочности, параметры живучести и т.д. Эти параметры закладываются при проектировании самолёта в конструкцию.

С учетом предварительно проработанной конструкции, составляется и выполняется план мероприятий по обеспечению статической, усталостной прочности и живучести конструкции планера самолёта для обеспечения проектных характеристик. План включает полный объём расчётно–экспериментальных работ, достаточный для подтверждения прочностных характеристик всех без исключения элементов конструкции самолёта.

Выполнение этого плана – наиболее затратная часть всего проекта. Работы выполняются последовательно от расчётных исследований и испытаний образцов к испытаниям отсеков и полномасштабным испытаниям конструкции самолёта в целом.

По мере выполнения плана мероприятий по обеспечению статической, усталостной прочности и живучести конструкции планера самолёта происходит выявление несоответствий, корректировка конструкции и технологии изготовления и, по сути, корректировка самих мероприятий по обеспечению прочности. Таким образом, с большим количеством итераций происходит изменение конструкции «гадкого утенка» в «прекрасного лебедя».

Последней стадией работ является подтверждение ресурсных характеристик и характеристик живучести при испытаниях полноразмерных образцов планера самолёта.

В действительности процесс отработки прочности самолёта не представляет собой такую стройную картину. В этот процесс вмешивается человеческий фактор, объективные причины, не учтенные обстоятельства и многие подпроцессы, взаимовлияя друг на друга, «перемешивают» весь порядок исследований, часто не предоставляя исследователям необходимых исходных данных для принятия очередных решений. В этой связи очень важным становится вопрос оперативного анализа выявленных критических зон с низкой усталостной долговечностью с целью определения и уточнения их ресурсных характеристик на самой ранней стадии исследований.

2 Исследование ресурсных характеристик и отработка методических вопросов в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний Этап расчётно-экспериментальных исследований образцов, панелей, элементов конструкции и исследований в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний конструкции планера самолёта является самым важным, продолжительным и определяющим при отработке ресурсных характеристик планера любого высоко ресурсного самолёта. В настоящей главе приводятся отдельные элементы этого этапа, которые оказали наибольшее влияние на концепцию ресурсных испытаний планера регионального самолёта и выполнялись автором диссертационной работы.

живучести конструктивных образцов фюзеляжа, панелей и стыков крыла полуфабрикатов, используемых для изготовления элементов конструкции самолёта, экспериментальная оценка конструктивно–технологических решений, определение параметров блока нагрузок для ресурсных испытаний [41].

2.1.1.1 Статические испытания на растяжение выполнены на пропорциональных плоских образцах [17], [19] с размерами в рабочей части l 0 = 11,3 F0 и шириной 20 мм, с направлением продольной оси вдоль направления проката (таблица 2.1) для сплава 1163Т.

Таблица 2.1 – Характеристики статической прочности плиты сплава 1163Т Число испытанных Определение характеристик скорости роста трещин усталости (СРТУ) при циклическом растяжении выполнено в соответствии с методическими рекомендациями, изложенными в [23]. Эксперимент проведен на плоских образцах размерами 230 75 4 мм с направлением продольной оси вдоль направления проката, с односторонним боковым надрезом 5 мм – инициатором усталостной трещины.

Базовые кривые усталости получены при постоянном уровне циклического нагружения max = 100 МПа, коэффициенте асимметрии цикла R = 0,1 и частоте 5 Гц. Регистрация параметров растущей трещины осуществлялась с помощью датчика раскрытия трещины. Для численного дифференцирования полученных зависимостей длины трещины (а) от числа циклов нагружения (N) использовалась аппроксимация результатов испытаний по пяти точкам методом наименьших квадратов полиномами второй степени.

При испытаниях на циклическую и статическую трещиностойкость образцы крепились в захватах по типу моментной заделки (исключая поворот захватных частей образца). В руководящих документах [20], [23] отсутствуют аналитические зависимости для определения коэффициента интенсивности напряжений при такой схеме нагружения. В связи с этим коэффициент интенсивности напряжений вычислялся методом конечных элементов.

Методика определения коэффициента интенсивности напряжений изложена в [36].

В рамках работы проведены сравнительные испытания по выяснению закономерностей развития трещины при различных спектрах нагружения на конструктивно–подобных образцах материала обшивки нижних панелей ОЧК и ЦЧК.

Условия испытания по циклу ЗВЗ: максимальный уровень циклического нагружения max = 105 МПа, минимальный – min = – 40 МПа, частота 3 Гц. Спектры квазислучайных отражающих подходы ОКБ и ЦАГИ соответственно, приведены в таблицах 2.2 и 2.3.

Таблица 2.2 – Полетный блок нагрузок «ПУСК–региональный самолёт вариант 1»

Таблица 2.3 – Полетный блок нагрузок «ПУСК–региональный самолёт вариант 2»

Оба блока нагрузок характеризуются теоретически равной повреждаемостью, вычисленной по методу полных циклов и формулам И. А. Одинга, приведенным в 2.1.3.

Отличие этих спектров квазислучайного нагружения состоит в том, что в блоке нагрузок «ПУСК–региональный самолёт вариант 2» увеличено количество циклов относительно малой амплитуды, составляющей 0,41 и 0,192 от среднего значения m, по сравнению с блоком нагрузок «ПУСК–региональный самолёт вариант 1», где наблюдается большее количество циклов с амплитудами 0,923 и 0,68 от m.

Материал обшивки панелей – плита 1163Т 25 ТУ 1–92–161–90, толщина обшивки 4 мм.

Результаты испытаний в графическом виде представлены на рисунке 2.1.

Зависимости развития трещин приведены к одной начальной длине для сравнения стадии роста трещины, исключая стадию зарождения. Этот метод позволяет избежать влияния остаточной деформации надрезов, погрешностей технологии изготовления инициаторов трещины.

Из графика видно, что небольшая разница есть, если брать начальную и конечную стадию развития трещины, но эта разница не существенна и на стадии стабильного подрастания трещины и находится в пределах погрешности испытаний. То есть для стадии развития трещин блоки нагружения «ПУСК–региональный самолёт вариант 1» и «ПУСК– региональный самолёт вариант 2» практически идентичны.

Рисунок 2.1 – Сводный график зависимости длины трещины от наработанных полетов при реализации спектров квазислучайных нагружений 2.1.1.2 Определение характеристик статической трещиностойкости (вязкости разрушения) выполнено на плоских образцах размером 230 75 4 мм из сплава 1163Т с боковой трещиной в соответствии с [20]. Разрушение при статическом растяжении с регистрацией диаграммы «нагрузка Р – смещение V между берегами трещины» производили на завершающей стадии испытания образцов на циклическую трещиностойкость при достижении трещины длины 30…36 мм.

арифметическое измерений в пяти точках на контуре усталостной трещины, располагаемых через равные промежутки по толщине образца, исключая боковые поверхности.

Нагрузки Р max и Р Q устанавливали по диаграмме Р – V: Р max – максимальная нагрузка, действующая на образец, P Q определялась по точке пересечения диаграммы с секущей с 5%–ным изменением наклона.

Условный критический коэффициент интенсивности напряжений для максимальной нагрузки (К С у), вычислялся по методике, изложенной в [36].

2.1.1.3 Испытания по определению характеристик сопротивления усталости проведены согласно [19] на плоских образцах размером 230 36 4 мм из сплава 1163Т, c центральным отверстием (b/d = 6, = 2,6). Долевая ось образцов совпадала с направлением проката полуфабриката.

Базовые характеристики получены при частоте нагружения 5 Гц, форме цикла нагружения гармонической, коэффициенте асимметрии R = 0,1 на уровнях максимальных напряжений цикла max: 240, 200, 160 и 120 МПа. На каждом уровне испытано по 6 образцов.

Результаты испытаний представлены в таблице 2.4. Результаты линейного регрессионного анализа представлены на рисунке 2.2. Обработка проведена согласно методике [79] в предположении логарифмически нормального закон распределения случайной величины – числа циклов до разрушения.

Уравнение линии регрессии принято в виде:

где N – число циклов до разрушения, – максимальное напряжение цикла нетто, m и b –параметры.

Искомая формула имеет вид Рисунок 2.2 – Кривая усталости образцов со свободным отверстием На графике показаны кривая усталости, результаты испытаний и границы 95%–ой доверительной области (штриховые линии).

В таблице 2.4 для сравнения приведены результаты испытаний по циклу ЗВЗ. Частота испытаний 5 Гц, форма цикла нагружения гармоническая, максимальное напряжение цикла 105 МПа, минимальное – 40 МПа.

Результаты определения характеристик сопротивления усталости при реализации квазислучайного нагружения по двум различным спектрам нагружения представлены в таблице 2.5.

Таблица 2.5 – Результаты усталостных испытаний образцов при квазислучайных спектрах нагружения «ПУСК–региональный самолёт Можно отметить, что характеристики трещиностойкости, при реализация цикла ЗВЗ не имеют существенных отличий от базовой. Различные спектры квазислучайных нагружений не оказывают существенного влияния на характеристики трещиностойкости на стадии развития трещины.

Характеристики сопротивления усталости при реализации полетного блока нагрузок программы «ПУСК–региональный самолёт вариант 2» ниже, чем при реализации полетного блока нагрузок программы «ПУСК–региональный самолёт вариант 1».

После проведения фрактографического исследования изломов разрушенных образцов, выяснилось, что заниженное сопротивление усталости отдельных образцов испытанных по однотипному блоку нагружения определено локальной дефектностью материала.

Полученные данные позволили выработать решения по применимости основного конструкционного материала 1163Т повышенной трещиностойкости для обеспечения заданных характеристик прочности, усталости и живучести планера регионального самолёта и могут быть рекомендованы для определения параметров блока нагрузок для ресурсных испытаний кессона крыла и планера самолёта в целом.

2.1.2 Исследования конструктивных образцов панелей фюзеляжа на усталость 2.1.2.1 Объектами испытаний были конструктивные образцы, имитирующие панели фюзеляжа с стрингерами и шпангоутами.

Испытаниям [12, 76] подверглись следующие разновидности образцов трехпролетных панелей:

– образцы трехпролетной панели с обшивкой, облегченной химическим фрезерованием в зонах между стрингерами и шпангоутами с толщины 1,5 мм до 1,2 мм в количестве 3 шт.;

– образцы трехпролетной панели с гладкой обшивкой толщиной 1,5 мм в количестве 3 шт.

Испытания проведены синусоидальным циклом нагружения Рмакс = 163 Кн, (114 МПа в регулярном сечении образца), Рмин = 0 Кн, с частотой f = 3 Гц.

Результаты испытаний представлены в таблице 2.6, фотографии типовых разрушений показаны на рисунке 2.3.

Таблица 2.6 – Результаты испытаний плоских панелей фюзеляжа 521 230 (164087 ц. в пересчете Стрингеры в зоне захватов, на нагрузку 163Кн с m=4) разрушение не зачетное.

Рисунок 2.3 – Усталостные повреждение образцов на момент прекращения испытаний К испытаниям приступали после анализа данных тензометрии, в случае необходимости крепление образца корректировалось.

Долговечность образцов с химфрезерованной обшивкой (по моменту обнаружения долговечность 159 576 циклов. Образцы с гладкой обшивкой показали более высокую долговечность: N 1 =157 670, N 2 =345 000, N 3 164 087 циклов, средняя долговечность более 222 242 циклов.

Очаг усталостного разрушения локализуется в полке по радиусному переходу ширины полки R10 в зоне пересечения стрингеров со шпангоутами. Следует обратить внимание на то, что в образцах с гладкой обшивкой проявилась еще одна критичная зона – обшивка по заклепке крепления расширяющейся полки. Результаты расчётного анализа этой зоны показали, что критичной останется обшивка по заклепке крепления расширенной части полки стрингера.

Было сделано заключение, что выносливость плоских образцов панелей фюзеляжа определяют стрингеры. Критичным является концентратор напряжений в виде радиусного сопряжения R10 расширяющейся части полки стрингера в зоне стыка стрингера со шпангоутом. Образцы с химфрезерованной обшивкой показали среднюю долговечность 157 600 циклов при нагружении циклической нагрузкой с эквивалентным напряжением отнулевого цикла 114 МПа. Диапазон экспериментальных значений 87 730…214 000 циклов.

Образцы с обшивкой постоянной толщины 1,5 мм показали среднюю долговечность цикла. Диапазон экспериментальных значений 157 670…345 000 циклов. Кроме разрушений стрингера в этих образцах очаги усталости появлялись в обшивке от отверстия под заклепку крепления полки стрингера.

Для повышения надежности усталостных характеристик панелей необходимо было оптимизировать геометрию полки стрингера в зоне стыка с полкой шпангоута, что и было сделано на практике. Предложены варианты доработок: радиус перехода полки стрингера увеличен до 20 мм и положение критичной заклепки изменено. Долговечность панелей при этом возросла более чем 2,5 раза и оказалась в среднем более 500 000 циклов.

2.1.2.2 Исследования конструктивных образцов продольного стыка обшивок фюзеляжа с трехрядным заклепочным швом Цель исследований состояла в определении статической, усталостной прочности и живучести образцов стыка и отработке методики обнаружения и наблюдения за трещинами [10]. Опробована методика обнаружения повреждений в испытываемой конструкции с помощью непрерывной тензометрии и анализа податливости образца, применимая в дальнейшем в стенде ресурсных испытаний планера самолёта. Отработана технология непрерывного видеонаблюдения с использованием вебкамеры.

технологических варианта продольного стыка обшивки фюзеляжа [42].

Испытано более 68 образцов, по 4 штуки каждого типа (всего 17 серий). Один образец испытывался на статическую прочность, три – на усталость по синусоидальному циклу с частотой 5 Гц с параметрами нагружения Рмакс = +12 Кн, Рмин = 0 Кн, что соответствует напряжениям порядка 80 МПа в «брутто» сечении образца. Некоторые результаты испытаний образцов на усталостную прочность представлены в сводной таблице 2.7.

Таблица 2.7 – Результаты испытаний образцов стыка на усталостную прочность При испытаниях на усталость с помощью специальной тензосистемы в непрерывном режиме фиксировался момент появления усталостной трещины в обшивке образца, затем визуально отслеживалось подрастание трещины вплоть до момента начала нестабильного роста. Нестабильность роста определялась по резкому изменению податливости образца, после чего система управления испытательной машины автоматически останавливала испытание. Типовая траектория развития трещин показана на фотографиях образца сделанных автоматической системой видеонаблюдения (рисунок 2.4).

Рисунок 2.4 – Развитие трещины в образце продольного стыка зафиксированное с помощью разработанной технологии видеонаблюдения с использованием вебкамеры Технология автоматического видеонаблюдения предполагает создание специального программного обеспечения (ПО) которое фиксирует образец на максимальной нагрузке цикла с заданными интервалами для фото съемки. Видео снимки привязываются к циклограмме нагружения и расшифровываются в обратном нагружению порядке.

Разработанный, таким образом, способ облегчил работу экспериментаторов и значительно увеличил скорость проведения испытаний на трещиностойкость.

При испытаниях на статическую прочность, разрушение образцов происходило по наружному листу стыка по первому ряду зенкованных отверстий при нагрузках порядка 46,4 Кн. Статическая прочность образцов практически не зависела от варианта конструктивно технологического исполнения стыка. В программе испытаний ОКБ была указана разрушающая расчётная нагрузка 56 Кн. Однако расчётный анализ показал, что на практике за счет избыточного давления кольцевые напряжения в обшивке фюзеляжа 290 – 300 МПа (уровень программных разрушающих напряжений в сечении «брутто» образцов в испытаниях) не достижимы.

С учетом этого статической прочности образцов продольных стыков выбранных вариантов оказалась достаточна.

Усталостные трещины в образцах развивались по первому (наиболее нагруженному) ряду зенкованных отверстий в наружном листе стыка. В одном образце серии 3 произошло разрушение внутреннего листа стыка по первому ряду отверстий. Наилучший результат показали образцы серии 7, у которых без разрушений превышена заданная база испытаний (700 000 циклов). Наименьшую долговечность показали образцы серии 2 (средняя долговечность 269 550 циклов по моменту обнаружения трещины). У образцов серии средняя долговечность составила 487 733 цикла по моменту обнаружения трещины.

Средняя длительность роста усталостных трещин от момента обнаружения (3…5 мм) до начала нестабильного роста для образцов серий 2 и 4 оказалась близкой 23 523 циклов и 21 263 циклов соответственно. Таким образом, усталостные испытания на растяжение образцов продольных стыков обшивки фюзеляжа оказались положительными. Один из трех основных испытанных вариантов конструктивно технологического исполнения стыка превысил заданную базу испытаний в 700 000 циклов и был рекомендован для натурной конструкции. Разрушения происходили по наружному листу стыка, что благоприятно для контроля целостности обшивки в эксплуатации.

Для обобщенной оценки исходного качества панелей фюзеляжа, с точки зрения сопротивления усталости, в таблице 2.8 для справки приведена долговечность стандартных образцов с отверстием – N баз. при напряжениях эквивалентного по усталостной повреждаемости отнулевого цикла экв, реализованного при испытаниях образцов в их регулярных сечениях. При оценке напряжений в регулярных сечениях крупногабаритных образцов исходили из приведенных в «Программах испытаний» напряжений при нагрузках программного цикла.

Таблица 2.8 – Результаты испытаний образцов обшивки фюзеляжа, При определении напряжений площадь регулярного сечения определена обмером геометрии образца. Величины эквивалентных напряжений экв рассчитывались по выражениям предложенным И.А. Одингом [60] где а, макс, m – амплитуда, максимум, среднее напряжений цикла нагрузки.

Для образцов панелей и продольных стыков фюзеляжа за базовую характеристику усталости принята наиболее близкая кривая усталости образцов из листа с твердой плакировкой Д16ЧТ толщиной 1 … 2 мм [41], описываемая выражением : N3,95 = 3,06e+9.

фюзеляжа семейства региональных самолётов Общий вид образца панели фюзеляжа и схема нагружения приведены на рисунке 2.5.

Рисунок 2.5 – Общий вид образца панели фюзеляжа в испытательном стенде Образцы воспроизводят фрагмент типовой верхней панели фюзеляжа в зоне стрингеров 1 – 6, 48 – 57 и включает восемь пролетов (шпаций) по продольной оси фюзеляжа. Обшивка толщиной 1,5 мм из листа 1163Т имеет в некоторых вариантах исполнения образцов зоны химфрезерования до толщины 1,2 мм в клетках между стрингерами и шпангоутами.

Стрингеры Z – образного поперечного сечения, фрезерованные из плиты 1163Т–30, в зоне пересечения со шпангоутами имеют расширение примыкающей к обшивке полки.

Шпангоуты фрезерованные из плиты В95пчТ2 – 50 имеют вырезы под стрингеры.

По торцам образцов установлены гладкие стенки из алюминиевого сплава толщиной 10 мм. По периметру образца крепятся угольники, через которые посредством болтов образец крепится к плите испытательного стенда.

Для приложения механических нагрузок в осевом направлении на образце установлены стальные захваты. С целью снижения уровня напряжений в зоне продольных угольников и зоне установки захватов обшивка образца усилена подкладными листами толщиной 1,5 мм, таким образом, зачетная зона образца ограничена стрингерами 1 – 5, 49 –57 и шестью шпациями в продольном направлении. Обшивка крепится к силовому набору потайными заклепками диаметром 4 мм. В незачетной зоне для крепления использованы заклепки с выпуклой головкой и болты, устанавливаемые без гарантированного натяга.

2.1.2.3.1. Испытания образца с продольным стыком обшивок проведены до наработки 145 533 программных циклов [43]. Затем проведено испытание этого образца на остаточную прочность. Целью исследования было определение живучести и остаточной прочности панели с обнаруженными ранее разрушениями и искусственным надрезом (l = 970 мм) по стрингеру 53 между шпангоутами 5–7. Общий вид разрушения панели после испытания приведен на рисунке 2.6.

Рисунок 2.6 – Разрушение панели после испытания на остаточную прочность После завершения испытаний на остаточную прочность была произведена подготовка к ресурсным испытаниям образца с двумя поперечными и одним продольным стыком, при этом:

- перестыкованы торцевые заглушки;

- доработаны кронштейны по шпангоутам № 1 и № 9;

- установлены ремонтные накладки в зонах угловых захватов;

- доработаны силовые угольники по шпангоутам № 1 и № 9;

- наклеены тензодатчики;

- произведена установка и монтаж панели на стенд;

- поверены и подготовлены к работе системы стенда.

Все работы велись и использованием технологии виртуального эксперимента. Образец и захваты стенда были смоделированы КЭ. И все решения проверялись на расчётной модели (рисунок 2.7).

Расчёты напряженно–деформированного состояния выполнялись в нелинейной постановке, с учетом больших перемещений. Вследствие несимметричности поперечного сечения шпангоуты испытывают кручение, что приводит к высоким изгибным напряжениям.

При осмотрах образца в ходе испытаний этим зонам уделялось особое внимание.

На рисунке 2.8 показаны прогибы обшивки в продольном сечении между стрингерами и в поперечном сечении между шпангоутами. Выявлено, что влияние усиленной захватной части на деформации, сказывается на протяжении только одной шпации.

На рисунке 2.9. показано распределение напряжений в обшивке. В целом по зачетной зоне распределение соответствует теоретическому, однако в зоне продольных угольников наблюдается рост кольцевых напряжений до 80–90 МПа, что связано с краевым эффектом – в зоне продольного угольника наблюдается дополнительное нагружение панели изгибом.

На рисунке 2.10. показано распределение напряжений в продольном угольнике.

Очаг высоких напряжений обнаружен в зоне перехода толщины с 10 мм на 3 и 6 мм – здесь напряжения вдоль оси Х достигают 200 МПа (по срединной поверхности). Эта зона, очевидно, является потенциально критичной по усталости и требует повышенного внимания при осмотрах.

Рисунок 2.8 – Прогибы обшивки в сечении между стрингерами и шпангоутами Рисунок 2.9 – Напряжения осевые (вдоль оси Х), кольцевые и напряжения изгиба Рисунок 2.10 – Распределение главных напряжений 1 в стрингере и в захватах На рисунке 2.10. также показано распределение напряжений в стрингере. Выделяется зона концентрации напряжений в месте расширения полки стрингера по радиусному переходу, где напряжения достигают 110 МПа при напряжениях в регулярном сечении стрингера 50 – 60 МПа. В захватах образца уровень напряжений 100 – 150 МПа для стали невысокий.

В результате выполнения расчётного исследования напряженнодеформированного состояния образца верхней панели фюзеляжа регионального самолёта при нагружении в испытательном стенде, установлено:

– напряженное состояние зачетной зоны образца, ограниченное шпангоутами 2 – 8 и стрингерами 5–1, 49 – 57, соответствует заданным в Программе испытаний параметрам;

– в зоне краев образца имеются очаги повышенных напряжений, обусловленные особенностями конструкции образца и схемы закрепления и нагружения его в стенде.

Полученные предварительные результаты использованы при идентификации модели по данным экспериментального исследования напряженного состояния образца в стенде, предложены конструктивные решения по доработке образца.

Выполняемые таким образом упреждающие расчёты позволили, несмотря на перегруженность захватной части своевременно проводить осмотры и ремонты и довести ресурс панели до заданного. Наработка этого образца составила более 110 000 программных циклов наддува с растяжением.

2.1.2.4 Одним из результатов, расчётно–экспериментальных исследований образцов и элементов конструкции регионального самолёта и анализа конструктивно–силовых схем (КСС) фюзеляжей современных высокоресурсных самолётов, явилась конструкторской документации на опытный отсек фюзеляжа перспективного регионального пассажирского самолёта с учетом опыта проектирования современных пассажирских самолётов и технологических возможностей серийного производства [46] (рисунок 2.11). Подобраны полуфабрикаты и материалы для силовых элементов. Подобраны размеры поперечных сечений силовых элементов под спектр нагрузок конструкции– прототипа отсек Ф4 фюзеляжа регионального самолёта на 95 пассажиров. Проработаны параметры конструкции в зонах нерегулярных участков (стыков, вырезов под окна).

Выполнен поверочный расчёт на статическую прочность, усталость и живучесть отсека.

Разработана электронная модель отсека в системе CATIA [100].

Согласно расчётным оценкам принятые конструктивные решения обеспечивают отработку отсеком 350 000 полетов при минимальных весовых затратах, технологичны, удовлетворяют требованиям АП-25 по остаточной прочности при регламентированных повреждениях, учитывают требования по коррозионной стойкости.

Рисунок 2.11 – Электронная модель отсека, разработанная в CATIA характеристик элементов крыла регионального самолёта Исследовались концентраторы на панелях крыла [10, 11, 12] (рисунок 2.12).

Нижняя поверхность кессона центроплана состоит из 3–х панелей. По передней панели по результатам расчётов проблем не ожидалось. В ней нет крупных концентраторов, а напряжения в сечении по хорде самые низкие.

В средней панели есть два больших технологических выреза и два прерванных стрингера. Их долговечность исследовалась на образцах. Разрушались образцы по галтели в месте перехода толщины обшивки. При нанесении результатов испытаний на кривую усталости стандартного образца с отверстием для плиты, из которой изготовлена обшивка, определен Кэф = 3,76. Для высоко ресурсной конструкции нужно обеспечить Кэф = 3…3,3.

Было смоделировано напряженное состояние образца и реальной панели – она несколько отличается по конфигурации подкрепления. Выяснилось, что в реальной панели есть участок галтели с концентрацией напряжений, близкой по уровню к концентрации напряжений в образце. По результатам расчётов рекомендовано увеличить толщину обшивки в месте концентрации напряжений. В таком варианте удается достичь Кэф = 3,3.



Pages:   || 2 | 3 |
 


Похожие работы:

«УДК 533.695, 629.7.015.3.036 Кажан Егор Вячеславович Комбинированный метод численного решения стационарных уравнений Рейнольдса и его применение к моделированию работы воздухозаборника вспомогательной силовой установки в компоновке с фюзеляжем летательного аппарата Специальность 05.07.01 Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов Диссертация на соискание учной степени кандидата...»

«ГОРЕЛКИН Иван Михайлович РАЗРАБОТКА И ОБОСНОВАНИЕ СПОСОБОВ ПОВЫШЕНИЯ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ НАСОСНОГО ОБОРУДОВАНИЯ КОМПЛЕКСОВ ШАХТНОГО ВОДООТЛИВА Специальность 05.05.06 – Горные машины Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель...»

«ЛАРЬКИН АРТЕМ ВАДИМОВИЧ ИССЛЕДОВАНИЕ ГИДРОДИНАМИКИ И МАССОПЕРЕДАЧИ НА ПРЯМОТОЧНОЙ КЛАПАННО-СИТЧАТОЙ ТАРЕЛКЕ НОВОЙ КОНСТРУКЦИИ Специальность 05.02.13 - Машины, агрегаты и процессы (нефтяная и газовая промышленность) Диссертация на соискание ученой...»

«Кикин Андрей Борисович РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ И СРЕДСТВ ДЛЯ СТРУКТУРНОКИНЕМАТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РЫЧАЖНЫХ МЕХАНИЗМОВ МАШИН ЛЕГКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ Специальность 05.02.13 - Машины, агрегаты и процессы (легкая промышленность) Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук V ;г, 7 Г.^ТЗ ~ \ Научный консультант ^' '^-^•'-^зн(-,1\^/1\. 1 и1'^А, 5 д.т.н. проф. Э.Е. Пейсах „, Наук Санкт-Петербург...»

«ШИШКОВ ВЛАДИМИР АЛЕКСАНДРОВИЧ МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ РАБОЧИМ ЦИКЛОМ ДВУХТОПЛИВНЫХ И ОДНОТОПЛИВНЫХ ПОРШНЕВЫХ ГАЗОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ С ИСКРОВЫМ ЗАЖИГАНИЕМ Специальность 05.04.02 – Тепловые двигатели. Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук Научный консультант : доктор технических наук, профессор В.В. Бирюк Самара...»

«АБДУЛИН Арсен Яшарович МЕТОДИКА МОДЕЛИРОВАНИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ВОДОМЕТНЫХ ДВИЖИТЕЛЕЙ СКОРОСТНЫХ СУДОВ Специальность 05.04.13 Гидравлические машины и гидропневмоагрегаты Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель доктор техн. наук, доцент Месропян А. В. Уфа – ОГЛАВЛЕНИЕ...»

«ФИЛАТОВ Александр Николаевич РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ И МОДЕЛЕЙ ПАРАЛЛЕЛЬНОГО НИСХОДЯЩЕГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В ЕДИНОМ ИНФОРМАЦИОННОМ ПРОСТРАНСТВЕ ПРЕДПРИЯТИЯ...»

«ГЛАЗУНОВ ДМИТРИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ СМАЗЫВАНИЯ ГРЕБНЕЙ КОЛЕС ТЯГОВОГО ПОДВИЖНОГО СОСТАВА И РЕЛЬСОВ Специальность 05.02.04 – Трение и износ в машинах ДИССЕРТАЦИЯ на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель – доктор технических наук, профессор...»

«Сидоров Михаил Михайлович Влияние ультразвуковой ударной обработки на механические свойства и перераспределение остаточных напряжений сварных соединений трубопроводов, эксплуатируемых в условиях Сибири и Крайнего Севера Специальность 05.02.07 Технология и оборудование механической и физико-технической обработки...»

«Викулов Станислав Викторович МЕТОДЫ ПОСТРОЕНИЯ АЛГОРИТМОВ ДИАГНОСТИРОВАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ СУДОВЫХ ДИЗЕЛЕЙ НА ОСНОВЕ СИСТЕМНОГО ПОДХОДА Специальность 05.08.05. – Судовые энергетические установки и их элементы (главные и вспомогательные) ДИССЕРТАЦИЯ на соискание учёной степени доктора технических наук Научный консультант : доктор...»

«Горбунов Сергей Андреевич ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ И РАЗРАБОТКА ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ, АДАПТИВНЫХ, РАДИАЛЬНОВИХРЕВЫХ ПРЯМОТОЧНЫХ ВЕНТИЛЯТОРОВ МЕСТНОГО ПРОВЕТРИВАНИЯ Специальность 05.05.06 – Горные машины Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук Научный руководитель – доктор технических наук Макаров Владимир Николаевич Екатеринбург – 2014 2 СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ.. 1. Анализ состояния, проблемы и критерии...»

«Чигиринский Юлий Львович ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТОЧНОСТИ И КАЧЕСТВА ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРИ МНОГОПЕРЕХОДНОЙ МЕХАНИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКЕ НА ОСНОВЕ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ИНФОРМАЦИОННЫХ И МАТЕМАТИЧЕСКИХ СРЕДСТВ ПРОЕКТИРУЮЩЕЙ ПОДСИСТЕМЫ САПР ТП 05.02.08 – Технология машиностроения 05.13.06 – Автоматизация и управление технологическими процессами и производствами (в машиностроении) диссертация на...»














 
© 2013 www.diss.seluk.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Авторефераты, Диссертации, Монографии, Методички, учебные программы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.