WWW.DISS.SELUK.RU

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

 

Pages:     | 1 | 2 ||

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

-- [ Страница 3 ] --

Из вышесказанного следует Можно так же выразить:

где: d A и d B – диаметры скорректированных клапанных отверстий полостей А и В КОН;

S1, S 2 и d 1, d 2 – площади и диаметры штоков полостей малого каскада КОН.

В нашем случае d 1 = 10 мм, d 2 = 12 мм; S1 = 78,54 мм2, S 2 = 113,097 мм2. Такие диаметры штоков выбраны производителем из условий удобства изготовления. Коэффициент выбран экспериментально.

3.3.5.2 Настройка клапана ограничения нагрузки Экспериментальная проверка вариантов расчёта и настройка КОН проводилась на стенде для отработки сервоприводов. КОН устанавливался на сервопривод и создавались реальные нагрузки. Работа по настройке КОН предусматривает:

входной контроль и проверка работоспособности;

борьба с автоколебаниями каскадов КОН (дроссельная проставка; дроссели малых каскадов; подбор конусов золотников малых каскадов);

настройка максимальных и минимальных нагрузок срабатывания КОН;

настройка минимальных утечек каскадов КОН при рабочих нагрузках сервопривода;

проверка влияния каскадов КОН на работу АСУ;

проверка влияния утечек каскадов КОН на отработку сервоприводом функции «Заморозка»;

проверка работоспособности КОН в течение 2–х часов непрерывной работы.

Общий вид клапана ограничения нагрузки показан на рисунке 3.19.

Рисунок 3.19 – КОН и сервопривод в комплектации с КОН на действующем стенде Перед установкой КОН на испытательный стенд проверяется соответствие номиналов деталей малых каскадов типу гидроцилиндра; подбираются жесткости пружин малых и больших каскадов, необходимые для работы с предполагаемой нагрузкой; предварительно устанавливаются конуса малых каскадов в соответствии с предполагаемой нагрузкой;

проверяется наличие и целостность уплотнений. Дроссели малых каскадов и проставки выводятся в положение «открыто». Регулировочные винты малых каскадов полностью откручиваются. КОН устанавливается на рабочее место в БУиЗ и опрессовывается. С помощью системы управления задается синусоидальная нагрузка не более 50% от номинала сервопривода. Отстраиваем КОН так, чтобы он ограничивал нагрузку в обоих направлениях.

Увеличивая нагрузку на штоке сервопривода и затягивая регулировочные винты КОН, проверяется его работоспособность.

При работе КОН возникают автоколебания его каскадов. Работа канала нагружения в таком режиме недопустима. Автоколебания исключаются подбором конуса золотника малого каскада. В комплект поставки включены три типоразмера конусов золотника с углом конуса: 68, 90 и 120 градусов. Чем меньше угол конуса, тем выше вероятности возникновения автоколебаний, но точнее и стабильнее срабатывание каскада на настроенную нагрузку. Дроссель проставки убирает автоколебания, но поднимает границу срабатывания малого каскада.

Основной инструмент воздействия на автоколебания – это дроссели малых каскадов.

С помощью системы управления сервоприводу, установленному в стенде, задается синусоидальная нагрузка 200% от максимальной рабочей нагрузки по каждой полости.

Затягивая регулировочные винты, отстраиваем режим срабатывания полостей КОН на нагрузках, превышающих максимальную рабочую нагрузку сервопривода на 20%. Контроль работы сервопривода осуществляется на мониторе стенда в реальном времени (рисунок 3.20).

Рисунок 3.20 – Осциллограмма работы КОН с автоколебаниями и без Минимальные утечки каскадов обеспечиваются: путем установки конусов золотника малого каскада с как можно меньшим углом раскрытия; уменьшением проходного сечения дросселей малого каскада.

Как уже описывалось ранее, это может привести к возникновению автоколебаний, поэтому процесс настройки КОН – процесс итерационный, находится конфигурация, при которой КОН стабильно срабатывает при минимальном сечении дросселя.

КОН – это предохранительный клапан, который срабатывает только при аварийной ситуации. В диапазоне рабочих нагрузок сервопривода, которые меньше настроек КОН на 20%, он не должен открываться. Даже незначительное открытие каскадов КОН вблизи максимальной рабочей (программной) нагрузки сервопривода заставляет откликаться АСУ, которая формирует сигнал на открытие золотника электрогидравлического распределителя сервопривода, компенсируя утечки. Большое количество таких утечек приводит не только к значительному увеличению расхода масла, но и существенно дестабилизирует работу стенда.

Пример настройки КОН при работе на рабочей нагрузке сервопривода показан на рисунке 3.21.

Рисунок 3.21 – Пример осциллограммы КОН до и после настройки На левом графике видно, что система управления хорошо отслеживает заданную нагрузку, но на максимальных нагрузках система управления формирует дополнительный сигнал, компенсируя утечки. На правом графике показана работа КОН на тех же нагрузках после настойки. Как видно из осциллограммы, КОН практически не влияет на работу канала нагружения.

Функция «замораживание» [52] предусматривает запирание полостей гидроцилиндра сервопривода на любой стадии нагружения. Дефекты конструкции КОН или некачественная его настройка приводят к утечкам рабочей жидкости из полостей гидроцилиндра, а значит «замораживание» – не выполняется. На осциллограмме это проявляется как интенсивное падение нагрузки на «замороженном» канале. Чаще всего это связано с дефектом изготовления корпуса КОН. Дефект корпуса внутренний, внешним осмотром не определяется. Устранение утечек рабочей жидкости через каскады КОН достигается:

увеличением жесткости пружины большого каскада соответствующей полости; заменой и тонкой притиркой конуса золотника малого каскада соответствующей полости.

После проведения всех вышеуказанных операций по настройке, КОН, установленный на сервоприводе, подвергается приработке в течение 2–3 часов непрерывной работы сервопривода (720…1080 срабатываний каждого каскада). Добивались того, что качество поддержания нагрузки КОН и ее уровень не должен измениться за все время работы. Сбоя в работе каскадов КОН за время приработки не допускается.

Клапан ограничения нагрузки позволяет существенно повысить безопасность испытательного процесса, значительно упрощает процесс запуска стенда, отладку АСУ и систем стенда, обеспечивая сохранность объекта испытаний при возникновении нештатных ситуаций. Сервопривод в комплектации с КОН на действующем стенде показан на рисунке 3.19.

3.3.6 Главной причиной погрешностей при использовании гидравлических цилиндров является трение Р т в уплотнениях штоков. Рассчитать величину Р т по давлению страгивания штока невозможно, так как трение движения меньше трения покоя. Корме того, сила трения зависит от давления в цилиндре и положения штока в нем. Не рекомендуется определять силу трения способом, который основан на сравнении усилия, создаваемого силонагружателем и измеряемого динамометром Р д с усилием, вычисляемом по давлению p в цилиндре. Искомая величина находится в этом случае как разность двух близких величин Р т = Р д – pF, где F – площадь поршня. Даже незначительные погрешности измерения Р д и pF влияют на результат.

Оказалось, что для используемого типа силонагружателей средняя величина силы трения Р т линейно зависит от создаваемого усилия, а случайные отклонения от нее величины Р т не превосходят 0,6% максимальной силы, на которую рассчитан силонагружатель. В случае определения нагрузки, создаваемой силонагружателем, по давлению в его цилиндре значение Р т может быть легко учтено в программе обработки результатов эксперимента. Тогда погрешность измерения, связанная с трением в уплотнениях силовозбудетелей, будет зависеть только от доверительного интервала, в котором с требуемой вероятностью лежат случайные значения Р т. По проведенным оценкам среднее усилие страгивания у силонагружателей старого поколения составляет от 0,8 до 1,5% максимальной нагрузки. Все эти расчёты не информативны для исследователя в связи с отношением усилия страгивания к максимальной нагрузке, на которую рассчитан цилиндр, т.к. в действительности может реализовываться нагрузка значительно меньше номинальной.

В этом случае погрешность будет больше. Кроме того в динамике ресурсного нагружения да еще цилиндрами двунаправленного действия усилие страгивания другое нежели в статике.

Поэтому в случае использования сервогидравлических осей новой конструкции усилие страгивания определялось на стенде для каждой оси в сборе отдельно, в соответствии с номинальной нагрузкой на каждом экстремуме, скоростными условиями ее работы и таблично заносилось в базу данных системы расчёта.

Зарегистрированное максимальное усилие страгивания новых сервогидравлических осей около 0,2% Р мах.

3.4 Выводы по главе 3. Общий вид стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта На основании проведенных предварительных исследований определена концепция стенда сертификационных ресурсных испытаний регионального самолёта на принципиально новом техническом и методическом уровне.

При этом сокращение времени производства испытаний достигается:

– увеличенной скорость регулирования АСУ нагружением (АСУН);

– производительностью новых агрегатов управления (АУ);

– отдельной маслонасосной станцией (МНС) высокой производительности;

– беззазорными соединениями и жесткостью рычажных систем (РС);

– разработкой упреждающих алгоритмов управления нагружением с использованием математического моделирования;

– рациональной компоновкой электро-гидроагрегатов;

– оценкой измеряемых силовых факторов, с учетом точностных параметров системой расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний;

– представлением результатов исследований в разработанной базе данных с реализованным алгоритмом «светофора».

3.6.2 Исследования по обоснованию выбора элементов механической системы нагружения, и отработка их на опытном стенде с учетом погрешности вносимой в нагружение менее 1%., позволило, практически без доработок и отказов основных элементов механического нагружения, запустить и аттестовать стенд в очень короткий срок.

3.6.3 Расчётный анализ нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации предоставили исследователям следующие преимущества:

– полный комплект паспортных данных индивидуально на каждую сервогидравлическую ось, включая параметры управления и погрешности воспроизведения нагрузок в рамках заданных допусков, для индивидуальной настройки АСУН под каждый канал;

– высокую скорость реагирования на управляющий сигнал порядка 4 мс;

– высокую точность нагружения (погрешности воспроизведения нагрузок и моментов на порядок меньше, чем у имеющихся в лаборатории силонагружателей);

– независимую от АСУ защиту по перегрузке по обеим полостям силонагружателя.

3.6.4 Исследования по выбору оптимальных законов управления на предварительном этапе подготовки позволили создать алгоритм управления с использованием методологии управления по планируемой траектории. В результате удалось реализовать сложный блок квазислучайного нагружения, включающий 5000 полетов и при этом увеличить скорость нагружения в 2 раза по сравнению с традиционной.

3.6.5. Для мониторинга состояния конструкции планера в испытаниях на образцах и элементах конструкции отлажены методы акустико-эмиссионного (АЭ) контроля, непрерывной тензометрии, использования датчиков трещин и видеонаблюдения при их комплексном использовании.

Сделанные выводы по главе 3 подтверждают правильность выбора путей совершенствования методов и средств стендов натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов и достижение поставленных цели и задач.

Стенд натурных ресурсных испытаний регионального самолёта в статзале СибНИА приведен на рисунке 3.22.

Рисунок 3.22 – Стенд ресурсных испытаний регионального самолёта в статзале СибНИА Общий вид разработанной 3D модели стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта приведен на рисунках 3.23 и 3.24.

Рисунок 3.23 – 3D модель стенда ресурсных испытаний планера регионального Рисунок 3.24 – 3D модель стенда ресурсных испытаний планера регионального 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 В системе расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта [32, 37, 39, 51], нагрузки, действующие на крыло самолёта при ресурсных испытаниях, задаются в виде эпюр силовых факторов: изгибающего (М х ), крутящего(М кр ) моментов, перерезывающей силы (Q y ), а также сосредоточенных сил, приложенных к отдельным узлам (рисунок 4.1).

Рисунок 4.1 – Проектное представление заданных программных нагрузок Распределенные по агрегатам планера в программе испытаний нагрузки воспроизводятся на конструкции дискретно посредством отдельных сил, в том числе и связанных с рычажными системами (РС), передающими уже эти силы непосредственно на конструкцию. При этом, как правило, стараются максимально приблизить к заданному программному распределению реализацию изгибающего момента М х, по возможности приближая М кр и Q y к заданным эпюрам в особо важных сечениях. Полученные распределения согласуются с Заказчиком и реализуются на конструкции при испытаниях.

Т.о. в общем случае на конструкцию действует совокупность сил, имеющих существенное отличие от действующих в эксплуатации. Большое значение имеет адекватное представление о погрешности нагружения планера и особенно крыла при ресурсных испытаниях.

Следующие параметры определяют погрешность нагружения при ресурсных испытаниях:

– степень дискретизации нагрузок;

– трение в шарнирах крепления РС и силонагружателей;

– трение в уплотнениях гидравлических цилиндров;

– неточность установки и изменение углов установки силонагружателей в процессе испытаний по отношению к нормальному или заданному;

– отклонение от заданных экстремальных значений по нагрузкам в АСУН;

– несовпадение фаз нагружения в экстремальных точках программы (рисунок 4.2);

Рисунок 4.2 – Наложение графиков нагружения разных каналов в стенде – возможные прерывания программы по тем или иным причинам (аварийная ситуация, отключение, останов) (рисунок 4.3);

– отклонения значений экстремумов от заданных и несовпадение по времени выхода всех нагрузок каналов на экстремумы.

Анализ погрешности выполнения программы прочностных испытаний проводится на основании показаний АСУН и независимой СКС по усилиям в каналах нагружения, измеренным первым и вторым мостом динамометров соответственно. Все эти данные заносятся на электронные носители информации для последующего анализа и архивации.

Эта первичная информация о нагруженности не соответствует виду задаваемых в программе испытаний нагрузок. Силовые факторы получают в программе, которая работает в режиме обработки записанной информации.

В настоящей главе приводятся методика построения алгоритма программы.

4.1.1 Для моделирования и вычисления силовых факторов по каналу нагружения рассмотрим канал нагружения крыла.

Введем некоторые понятия и обозначения.

Канал нагружения с номером i на k–м экстремуме циклограммы испытаний характеризуется следующими параметрами;

– числом сечений m, на которые распределена его рычажная система, – числом точек нагружения конструкции Lij в сечении j i–го канала, – координатами точки приложения нагрузки на конструкцию x ijk, yijk, z ijk, – весовым коэффициентом c ijk,определяющим, какая часть нагрузки канала приходится на точку приложения нагрузки с координатами x ijk, yijk, z ijk ;

– моментом трения в шарнирах канала M tk определяемым в соответствии с 3.2.2.1.

– погрешностью, определяемой отклонением углов установки канала на k–м экстремуме циклограммы П k.

Силовые факторы вычисляются в сечении «s» относительно некоторой характерной оси (ось жесткости, ось фюзеляжа и т.п.).

Обозначим координаты пересечения этого сечения с осью через X s, Y s, Z s.

Тогда можем записать следующие выражения для сил и моментов:

Здесь выражение ijk W означает, что суммирование осуществляется по точкам приложения нагрузки, принадлежащим области W, оказывающей влияние на сечение s.

Координаты точек приложения нагрузки вычисляются в местных системах координат, в зависимости от того, для какого агрегата вычисляются силовые факторы (крыло, фюзеляж и т.д.), с учетом углов и изломов.

Сосредоточенные силы (тяга двигателя, нагрузки на шасси и т.п.) рассматриваются как частный случай канала с одной точкой приложения нагрузки.

сосредоточенных сил на интегральные силовые факторы по агрегатам планера, геометрия точек приложения нагрузок – в БД топологии приложения сил к испытываемой конструкции.

Описание геометрии агрегатов, необходимой для расчёта храниться в программе в виде Первое число строки есть идентификатор агрегата. В данном случае 0 – фюзеляж, 1 – правое крыло, 2 – левое крыло, 3 – правая мотогондола, 4 – левая мотогондола.

Затем следуют: координата продольной оси агрегата (в метрах), координата излома оси.

конечная координата оси, координата реверса, первый и второй углы стреловидности (в градусах).

Для агрегатов, не имеющих излома оси, координата излома совпадает с конечной координатой оси, а углы стреловидности равны нулю. Координата реверса используется для агрегатов типа фюзеляжа, когда эпюры строятся относительно некоторого сечения в центральной части.

4.1.2 Подсистема расчёта уравновешенности конструкции В общем виде задача уравновешенности конструкции формулируется следующим образом. Имеется массив (вектор) внешних нагрузок, представляющих собой усилия в каналах нагружения рычажной системы.

Силы каналов нагружения рычажной системы можно разделить на две группы; силы реализующие программу нагружения какой–либо части конструкции ( например, крыла ) и силы уравновешивания. Обозначим вектор программных сил через Р, а вектор уравновешивающих (реактивных) сил через R. Компонента вектора P i (R i ) –нагрузка на i–том канале нагружения.

Каждая компонента сил характеризуется шестью параметрами – координатами точки приложения (x,y,z) и направляющими косинусами cosx(k), cosy(k), cosz(k). Далее индекс k означающий k–й экстремум циклограммы опускается и рассматривается уравновешивание для одного экстремума. Начало системы координат выберем в центре области координат сил R i. В общем случае можно записать систему уравнений из условия равновесия Правые части системы (4.1) представляют собой силовые факторы от программных сил. Система линейных уравнений (4.1) непригодна для ее прямого решения, поскольку, во– первых, число неизвестных (доступных каналов) в общем, случае не равно шести, да и сами силы, как правило, направлены вдоль одной из осей, и во–вторых, искомые силы не могут принимать любое значение, их величины ограничены определенными значениями:

То есть, область возможных решений системы (4.1) с учетом условий (4.2) представляет собой прямоугольный параллелепипед в N–мерном пространстве R (рисунок4.4).

Для нахождения решения используем метод наискорейшего градиентного спуска.

С этой целью составим функцию Очевидно, что данная функция имеет минимум, и этот минимум при наличии достаточного количества параметров равен нулю, что соответствует равновесию конструкции. Для достижения сходимости условие (4.2) необходимо принимать с учетом погрешностей нагружения.

Организуем итерационную процедуру, определяющую следующее приближение Введем обозначения Условие минимума имеет вид.

Или с учетом принятых обозначений Отсюда где экстремума k, совместно с массивом скорректированных программных нагрузок P ik, передаются автоматизированной системе управления процессом нагружения.

4.1.3 Подсистема расчёта относительной усталостной повреждаемости 4.1.3.1 Представление циклограммы нагружения Для расчёта повреждаемости отработанной циклограммы нагружения выбирается метод "полных циклов" линейной теории Палгрема–Майера.

Алгоритм обработки процесса нагружения по методу "полных циклов" подразумевает, что процесс нагружения задается массивом всех последовательных значений нагрузки циклограммы, расположенных по времени действия и значения первого и последнего элементов массива совпадают.

1) Все промежуточные элементы S i обрабатываемого массива, удовлетворяющие условию (S i – S i – 1 ) (S i+1 – S i ) 0 исключаются из дальнейшего рассмотрения.

2) Из полученного массива экстремумов выбираются все промежуточные циклы, образованные последовательно расположенными значениями, удовлетворяющими условиям присваиваются значения Полученные в результате асимметричные циклы по соответствующим зависимостям приводятся к эквивалентным по повреждаемости циклам заданной асимметрии.

3) После полного исключения промежуточных элементов и промежуточных циклов дальнейшая обработка процесса нагружения заключается в последовательном попарном эквивалентным по повреждаемости циклам заданной асимметрии (рисунок 4.5).

4.1.3.2 Для расчётов усталостных характеристик элементов авиаконструкций также используются формулы И.А. Одинга [60]. Большинство кривых усталости, используемых в расчётах долговечности авиаконструкций, получены при нагружении отнулевыми циклами = 0). В этом случае максимальное значение эквивалентного отнулевого цикла определяется в виде Большинство кривых усталости, используемых в расчётах долговечности авиаконструкций, получены при нагружении отнулевыми циклами ( = 0). В этом случае максимальное значение эквивалентного отнулевого цикла определяется в виде:

Согласно линейной теории Палгрема–Майера суммарное повреждение определяется в виде и – константы кривой усталости, аппроксимирующей степенной функции где N – число циклов до разрушения.

Здесь под понимается напряжение в конструкции, определяющее ее усталостные характеристики, либо интегральный силовой фактор, как будет показано ниже.

Усталостное разрушение теоретически происходит при = 1.

Долговечность (число программных блоков до разрушения) определяется как При оценке качества и погрешности выполнения заданной (эталонной) программы нагружения задается условная константа =1, таким образом производится оценка относительной повреждаемости приведены в Таблице 4.1.

Таблица 4.1 – Рекомендуемые показатели степеней кривых усталости 4.1.4 Подсистема оценки усталостной наработки конструкции и эквивалентов Для ресурсных испытаний качество повторно–статического нагружения необходимо определять путем сравнения относительных усталостных повреждений заданной (эталонной) программы испытаний и реализованной на конструкции в процессе испытаний. Численным критерием качества нагружения при этом является эквивалент:

где П р – относительное усталостное повреждение реализованной программы;

П з –относительное усталостное повреждение заданной (эталонной) программы.

Эквивалент показывает, скольким заданным (эталонным) программам/полетам соответствует по усталостной наработке реализованное на конструкции нагружение.

Эквиваленты, как правило, определяются для определенных сечений агрегатов планера самолёта или отдельных зон конструкции.

В результате обработки циклограмм нагружения за каждую программу/полет (в т.ч.

прерванную по аварии) должны быть архивированы с возможностью просмотра результаты расчётов усталостной повреждаемости и эквивалентов. В результатах расчётов должны быть найдены для однопараметрического нагружения:

– критерии: М х, М z, Q у, Р (усилие в элементе), (напряжение в зоне) и т.п.;

заданной/эквивалентной;

– число эквивалентных реализованных за весь период испытаний программ.

Для многопараметрического нагружения:

– максимальная за программу относительная усталостная повреждаемость П i max с соответствующей обобщенной координатой ;

заданной/эквивалентной;

– число эквивалентных реализованных за весь период испытаний программ с соответствующей обобщенной координатой.

На основании информации содержащейся в файлах данных программа производит вычисления силовых факторов в контрольных сечениях и формирует их циклограммы. Из полученных циклограмм удаляются ложные экстремумы (промежуточные точки), после чего определяются фактические эквивалентные значения силовых факторов. Имея фактические значения эквивалентов, можно вычислить относительную повреждаемость i–го программного блока/полета:

где F i экв – фактическое эквивалентное значение какого–либо силового фактора (либо комбинации факторов) для i–го блока/полета;

Fэкв – программное эквивалентное значение для данного фактора;

Относительная повреждаемость П i,, эквивалентные значения силовых факторов, достигнутые максимальные и минимальные значения силовых факторов для каждого блока записываются в базу данных.

Таким образом, суммарная наработка по какому–либо фактору контрольной зоны определяется суммированием относительных повреждаемостей пройденных программных блоков:

квазислучайное нагружение конструкции планера. В связи с этим вводится понятие относительной усталостной повреждаемости осредненного эталонного полета:

где П i – суммарная повреждаемость 140000 «перемешенных» полетов.

Соответственно определяются эквиваленты реализованного за определенный период времени нагружения по отношению к осредненному эталонному.

4.1.5 При определении силовых факторов при помощи тензомостов контрольное сечение в общем случае препарируется тремя тензомостами, каждый из которых контролирует один из трех силовых факторов – изгибающий, крутящий момент, перерезывающую силу.

Поскольку нас интересует зависимость силовых факторов от показаний тензомостов, то при проведении регрессионного эксперимента в качестве предикторных переменных рассматриваются показания тензомостов, а в качестве откликов соответствующие им значения силовых факторов. Как правило, на тензомост помимо основного силового фактора, на который он настроен, в той или иной мере воздействуют другие силовые факторы.

Поэтому зависимости силовой фактор – тензомост можно представить в виде:

В матричном виде эти зависимости можно представить следующим образом:

где a, b, c – векторы коэффициентов влияния, Для определения векторов коэффициентов влияния необходимо провести эксперимент, представляющий собой различные варианты нагружения конструкции. Поскольку в нашем случае переменными являются показания тензомостов, т. е. неуправляемые непосредственно параметры, то в качестве плана эксперимента приходится использовать наборы силовых факторов, которые можно записать в виде матрицы где: n – число нагружений (точек плана).

Данной матрице силовых факторов будет соответствовать матрица показаний тензомостов Векторы коэффициентов влияния определяются из решения систем нормальных уравнений где R – матрица плана, имеющая вид Mx = – вектор откликов для изгибающего момента, Оценивание накопленной повреждаемости можно проводить наряду с силовыми факторами и непосредственно по напряжениям, возникающим в контрольных зонах. В этом случае, необходимо предварительно получить исходные циклограммы нагружения для тензодатчиков, используемых для контроля. С этой целью проводится нагружение планера как при статическом испытании, то есть каждый сегмент циклограммы нагружения рассматривается как статическая полка, после выхода, на которую производится снятие отсчетов. В этом варианте вместо файла данных динамометров формируется файл данных тензодатчиков, имеющий такую же структуру, где вместо показаний тензодинамометров содержатся показания тензодатчиков.

4.1.6 Подсистема коррекции нагрузок программ испытаний При ресурсных испытаниях возникают ситуации, связанные с появлением усталостных повреждений в определенных зонах конструкции, дальнейшее нагружение которых в прежних режимах невозможно и необходима разгрузка этих зон с минимальными отклонениями нагружения других зон конструкции.

В качестве параметров, подлежащих контролю в процессе нагружения, будем использовать внешние силовые факторы. Для определенности, в качестве агрегата, для которого рассматривается особая ситуация, возьмем крыло.

Характеристиками нагруженности в этом случае будут изгибающий момент М изг, крутящий момент М кр и перерезывающая сила Q y. Силовые факторы контролируются в ряде сечений t k (k=1,...,K), то есть имеется набор величин М изг (t k ), М кр (t k ), Q y (t k ).

Канал нагружения с номером «n» характеризуется следующими параметрами: силой P n, числом сечений m, на которые распределена его рычажная система, координатами x in, z in (i=1,...,m), в которых приложены результирующие силы от канала в сечениях, и весовыми коэффициентами с in (i=1,...,m) (рисунок 4.6), определяющими эти силы Таким образом, силовой фактор в i–том сечении от канала «n» определяется по формуле:

Несколько замечаний относительно системы координат, используемой при постановке задачи. Конечно, можно было бы использовать координатную систему X,Z’, где Z’ – ось жесткости, учитывая при записи уравнений все ее углы и изломы. Однако, гораздо удобнее использовать косоугольную ломанную систему координат X,Z в которой координата Z есть координата по оси Z исходной системы координат, а координата Х является расстоянием в направлении оси Х (по полету) от оси жесткости до точки приложения силы (рисунок 4.7).

Между силовыми факторами, вычисленными в такой системе координат, и силовыми факторами, вычисленными в системе координат XZ’, имеется однозначное соответствие.

Поэтому не имеет значения, какой именно из этих двух вариантов будет использован при вычислении контрольных параметров.

Силовые факторы в косоугольной системе координат в сечении t k вычисляются по следующим простым формулам Здесь N – число каналов нагружения, выражение z jI t k означает, что суммируются лишь те элементарные силы, которые лежат правее сечения t k, k=1,..,K.

Итак, при выходе из строя какого–либо канала, необходимо определить вектор скорректированных нагрузок P i, который бы обеспечил необходимую точность нагружения в выбранных контрольных сечениях, число которых обозначим через S.

Аналогично 4.1.2, условие заданной точности, можно записать следующим образом Индекс «р» означает, что силовые факторы вычислены по программным нагрузкам с учетом погрешностей механической системы.

Запишем функцию U через искомые параметры P i :

Кроме того на силы P i налагаются ограничения P imin P i P imax, i=1,...,N–1.

Для нахождения решения используем метод наискорейшего градиентного спуска, организуем итерационную процедуру, определяющую следующее приближение вектора P через предыдущее Pn+1=Pn – n grad U(Pn).

i–тая компонента grad U(Rn) имеет следующий вид:

Постоянную n найдем из условия минимума U(Pn – n grad U(Pn)).

Условие минимума = 0 дает следующее уравнение для определения При ресурсных испытаниях снижаются нагрузки по каналам, влияющим на нагруженность разгружаемой зоны конструкции так, чтобы их повреждаемость не приводила к росту усталостного повреждения.

По вышеприведенному алгоритму производится корректировка остальных нагрузок с учетом уравновешивания самолёта в пределах определенных ограничений по условиям местной и общей прочности конструкции. Оцениваются эквиваленты модифицированной программы по отношению к исходной.

При неудовлетворительном результате процесс продолжают в интерактивном режиме с варьированием ограничений.

4.1.7 Подсистема градуировки тензомостов на конструкции Контроль нагруженности и усталостной повреждаемости конструкции крыла большого удлинения проводился с помощью значений внутренних силовых факторов – изгибающего момента, крутящего момента и перерезывающей силы, часто определяемых по показаниям тензомостов, наклеенных в контрольных сечениях крыла. Для этого проводится градуировка тензомостов, т.е. определение зависимостей внутренних силовых факторов от показаний тензомостов, аналогично 4.1.5.

Определение вышеозначенной зависимости представляет собой задачу регрессионного анализа, которую можно представить в виде:

где - вектор откликов системы;

- матрица предикторов (внешних воздействий);

- вектор коэффициентов влияния внешних воздействий на отклик системы;

Вектор определяется из условия минимума суммы квадратов ошибок )и является результатом решения системы нормальных уравнений В нашем случае необходимо получить зависимость вида Задачу (4.5) можно разделить на два этапа.

Решается:

Здесь под понимается вектор откликов тензомоста;

где n 4 – число случаев нагружения.

(4.6) решается для каждого контрольного тензомоста в данном сечении. Число мостов должно быть не менее числа контролируемых факторов (в нашем случае не менее трех).

Таким образом, после первого этапа мы имеем для m тензомостов - m векторов влияния Т.е. вычитается свободный член вектора векторов. Первый индекс определяет номер тензомоста.

(4.5).

вырожденность матрицы. Кроме того, поскольку модель принимается линейной, основная часть экспериментальных точек планируется на границе области допустимых нагрузок программы ресурсных испытаний самолёта. При этом контролируется не превышение допустимых нагрузок по всему размаху крыла. Три случая нагружения являются сегментами программы ресурсных испытаний.

Таким образом, отклики градуируемых тензомостов определяются точнее, чем силовые факторы, так как при их вычислении фактически использовалось до 42 отсчетов для каждого градуируемых тензомостов, а в качестве откликов – силовые факторы.

Второй вариант решения регрессионной задачи.

Вместо двухэтапной задачи решается следующая регрессионная задача (4.7) решается для каждого из трех силовых факторов, и из полученных в результате трех векторов формируется матрица коэффициентов линейной связи где: F л i – вычисленные значения силового фактора;

имеют меньшие значения.

4.2 Расчёт отклонений силовых факторов через усилия в точках приложения нагрузки, с учетом погрешностей систем Метрологические характеристики стенда наряду со схемой приложения нагрузок и схемой уравновешивания конструкции являются определяющими для заключения о корректности получаемых экспериментальных результатов и аттестации стенда ресурсных испытаний. В данном разделе приводятся основные результаты исследования соответствия стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта требованиям Программы испытаний в части допустимых погрешностей нагружения с использованием разработанных систем и с учетом определенных в данной работе отклонений, ошибок, погрешностей вносимых системами стенда и методов их оценки [40].

В соответствии с Программой погрешность воспроизведения пиковых значений усилий и силовых факторов не должна превышать ±3%. Основным силовым фактором, определяющим усталостную прочность крыла, является изгибающий момент. Помимо обычного определения изгибающего момента в сечении суммой произведений действующих сил на плечи, Программой предусматривается его измерение с помощью тарированных тензомостов. Изгибающий момент в сечении может быть определен также через нормальные напряжения в стрингерах, лонжеронах и обшивке по известным геометрическим характеристикам сечения (площадям поперечных сечений силовых элементов и координатам их центров тяжести). Также важной характеристикой точности нагружения при испытаниях на усталость является стабильность воспроизведения нагрузок системой автоматического управления стенда. Эти параметры и являлись объектами исследований.

4.2.1 Оценка погрешности воспроизведения нагрузок по данным динамометрии Нагрузки на датчики силы (ДС) каналов нагружения крыла вычисляются по формуле:

где: Р дс – нагрузка (Н), развиваемая гидроцилиндром канала нагружения и контролируемая АСУ, Р р – программная нагрузка (Н) на канал, полученная из расчёта, G констр – вес конструкции крыла (Н), приходящийся на канал нагружения, G мс – вес (Н) механической системы передачи нагрузки от гидроцилиндра канала нагружения на крыло, P – корректирующая суммарная погрешность, вносимая механической системой и АСУН, учитываемая в системе анализа и расчёта погрешности воспроизведения нагрузок и оценки эквивалентности нагружения.

определялась расчётом согласно таблице 4.2. Реальный вес свободного о некоторых узлов ОЧК составил 12 420 Н и отличался от теоретического, заданного в таблице 4. (Q=Gкр=20 250 Н). Поэтому проведена корректировка составляющей веса крыла (G констр ), К=12420/20250=0.614. Данные расчёта представлены в таблице 4.3.

При наработке N=42 лабораторных полета (л.п.) для сравнения проведены измерения прогиба по концу крыла на всех типовых сегментах блока нагрузок полета типа «Е».

Таблица 4.2 – Q, Mизг., Mкр. от веса конструкции крыла Результаты измерений для сечения, расположенного на дистанции 12715 мм от оси симметрии самолёта (ОСС), представлены в таблице 4.4.

Таблица 4.3 – Корректировка веса крыла, приходящегося на каналы нагружения Таблица 4.4 – Значения прогиба крыла на дистанции 12715 мм от ОСС При определении погрешности воспроизведения нагрузок исследовались:

– точностные характеристики каналов, отвечающих за нагружение отдельных агрегатов;

изгибающего, крутящего моментов и перерезывающей силы;

– эквивалентность нагружения по вносимой повреждаемости.

4.2.1.1 Точностные характеристики каналов нагружения Исследовались точностные характеристики каналов нагружения двигателей, шасси, закрылков, вертикального (ВО) и горизонтального (ГО) оперений.

В качестве точностных характеристик канала нагружения рассматривались два параметра – среднее квадратическое отклонение (СКО) и максимальная ошибка.

Среднее квадратическое отклонение для канала нагружения вычисляется по формуле:

где: i – номер канала нагружения, n – номер экстремума, m – число экстремумов за полетный цикл, Рпрni – программное значение нагрузки по каналу нагружения, Рреалni – реализованное значение нагрузки, Рпрi – диапазон изменения значения нагрузок по каналу за полет.

Максимальная ошибка определяется как максимальная относительная погрешность из совокупности относительных погрешностей в экстремальных точках программы нагружения (циклограммы), определяемых по формуле где: i – номер экстремума циклограммы.

СКО нагрузок каналов системы нагружения стенда для агрегатов планера и максимальные ошибки приведены в таблице 4.5.

На рисунках 4.8, 4.9, 4.10 приведены для иллюстрации циклограммы нагружения 3–х агрегатов, на основании которых получены приведенные табличные значения.

Рисунок 4.8 – Циклограмма нагружения правого внешнего закрылка Таблица 4.5 – Точностные характеристики каналов нагружения Рисунок 4.9 – Циклограмма нагружения правой консоли ГО Рисунок 4.10 – Циклограмма нагружения левого двигателя силой Рz 4.2.1.2 Точностные характеристики воспроизведения интегральных силовых факторов крыла Погрешность воспроизведение заданных нагрузок на крыло оценивалась через интегральные силовые факторы – изгибающий момент Мх', крутящий момент Mz' и перерезывающую силу Q. Расчёт силовых факторов проводился на основании записей рассчитывались для моментов времени, в которых изгибающие моменты в корневых сечениях правого (левого) крыла имели экстремальное значение.

Средние квадратические отклонения (СКО) силовых факторов крыла для десяти сечений по размаху каждой консоли крыла приведены в таблице 4.6. Расчёт произведен по экстремуму полета типа «Е».

Таблица 4.6 – Точностные характеристики силовых факторов консолей крыла Точностные характеристики силовых факторов правой консоли крыла Точностные характеристики силовых факторов левой консоли крыла В таблицах также приведены максимальные относительные погрешности (максимальные ошибки) по силовым факторам, определенные в соответствии с разделом 4.2.2. На рисунках 4.11, 4.12 приведены циклограммы изгибающего момента в сечениях обеих консолей крыла z = 3 м для полета типа «Е».

Рисунок 4.11 – Циклограмма изгибающего момента правой консоли крыла Рисунок 4.12 – Циклограмма изгибающего момента левой консоли крыла 4.2.4 Оценка эквивалентности нагружения по вносимой повреждаемости Оценка выполнена после проведения 6000 лабораторных полетов на стенде ресурсных испытаний планера регионального самолёта. Во время проведении ресурсных испытаний контроль фактической нагруженности осуществлялся для следующих параметров:

– изгибающие моменты правого и левого полуразмахов крыла в семи сечениях;

– изгибающий момент в корневом сечении ВО;

– изгибающий момент в корневом сечении правой и левой консоли ГО;

– компоненты Рх, Py, Pz макетов двигателей.

Критерием нагруженности являлся эквивалент, представляющий собой отношение фактической относительной повреждаемости для контрольного фактора к эталонной.

Эквиваленты вычислялись как для отдельного полета, так и для всего периода испытаний в целом в соответствии с разделом 4.1.4.

Эквиваленты для правой и левой консолей крыла представлены диаграммами на рисунках 4.13 и 4.14 соответственно.

Рисунок 4.13 – Эквиваленты по размаху правой консоли крыла Рисунок 4.14 – Эквиваленты по размаху левой консоли крыла Эквиваленты для остальных контрольных факторов приведены в таблице 4.7.

На рисунках 4.15 – 4.19 представлены графики эквивалентов контрольных факторов по полетам. Значительные отклонения эквивалентов некоторых полетов от единицы объясняются остановками нагружения с последующей разгрузкой, что приводит к добавлению дополнительного цикла сопоставимого по величине с циклом ЗВЗ. Хотя вес этих циклов в общей наработке невелик, уникальным является их автоматический учет в общем объёме наработки планера самолёта в стенде. Ранее эти циклы учитывались при обработке данных вручную или не учитывались вовсе.

Рисунок 4.15 – Эквиваленты в корневом сечении правой консоли крыла Рисунок 4.16 – Эквиваленты в корневом сечении левой консоли крыла В качестве дополнительной характеристики выбранной для контроля, на рисунках 4.20 – 4.21 приведены отношения, в процентах, максимального изгибающего момента в сечении z = 2,5 м, полученного реально для каждого полета, к его программному максимальному значению.

Рисунок 4.18 – Эквиваленты в корневом сечении правой консоли ГО Рисунок 4.19 – Эквиваленты в корневом сечении левой консоли ГО Рисунок 4.20 – Отношение максимального фактического изгибающего момента к Максимальное превышение – 6% имело место для левого крыла в полете № 5066 типа «Е». На рисунке 4.22 приведен фрагмент циклограммы воздушного режима этого полета в сечении z = 2,5 м левой консоли крыла.

Рисунок 4.21 – Отношение максимального фактического изгибающего момента к программному в сечении z = 2,5 м левой консоли крыла Рисунок 4.22 – Фрагмент циклограммы изгибающего момента На рисунках 4.23, 4.24, 4.25 подобные характеристики приведены для ВО и ГО.

Рисунок 4.23 – Отношение максимальной фактической силы Pz ВО к программной Рисунок 4.24 – Отношение максимальной фактической силы Pу правой консоли ГО Рисунок 4.25 – Отношение максимальной фактической силы Pу правой консоли ГО 4.3 Оценка погрешности воспроизведения нагрузок в сечениях крыла В данном разделе с использованием разработанных алгоритмов, программ производится оценка погрешностей различных, используемых для определения нагрузок в агрегатах самолёта при натурных испытаниях, общепринятых методов.

4.3.1 Оценка погрешности воспроизведения нагрузок по тензомостам Тензомосты наклеивались в семи сечениях правой ОЧК (рисунок 4.26). Для моста № использовались фольговые тензодатчики с базой 20 мм, для остальных мостов применялись проволочные датчики с базой 10 мм. Мост № 7 и № 3 практически дублировали друг друга.

Это было сделано с целью проверки влияния типа тензодатчика на погрешность измерений.

На момент тарировки на планере была установлена рычажная система стенда, поэтому тарирование проводили с рычажной системой, штоки силонагружателей при этом отсоединяли. Нагружение проводили, прикладывая в точке на оси жесткости вертикально вверх силу к консольной части ОЧК, планер при этом опирался на стойки шасси, от уравновешенных сил ± Rz, ± Rx (рисунок 4.27). Выполняли три прохода от 0 до Рмах = 10160 Н, зависимости среднеарифметической величины условного кода тензомостов от нагрузки представлены в таблице 4.8 и в виде графиков на рисунке 4.28.

Рисунок 4.26 – Схема размещения тензомостов на правой ОЧК Таблица 4.8 – Тарировочные данные тензомостов (нагрузка – величина кода) На рисунке 4.29 представлена заданная в Программе испытаний эпюра изгибающего момента вдоль оси жесткости крыла на экстремуме №108 (отсчет №21) полета Е (ny=1.192, крейсерский режим), на которой точками нанесены измеренные тензомостами изгибающие моменты. В таблице 4.9 и на графике рисунка 4.30 представлено отклонение измеренных моментов от заданных. Отличие не превышает 5%, за исключением моста №6, где оно составляет 44%. Столь большое отличие связано с тем, что при вычислении тарировочного коэффициента для этого моста не была учтена нагрузка на стойку шасси. В связи с этим мост №1 из анализа погрешностей был исключен.

Рисунок 4.27 – Схема уравновешивания планера при тарировке тензомостов Рисунок 4.29 – Изгибающие моменты в сечениях правой ОЧК Таблица 4.9 – Отклонение измеренных моментов от заданных Рисунок 4.30 – Отклонение измеренных моментов от заданных На рисунке 4.31 показана циклограмма нагрузок на ОЧК. Точками представлены экстремумы, на которых фиксировали величину изгибающего момента мостом №7 (на момент снятия отсчетов нагрузки «замораживали»). Обращает на себя внимание увеличение расхождения между заданным и реализованным моментом после смены фаз нагрузки на ВО (после экстремума № 124).

Выполнялась также непрерывная синхронная запись изменения кодов тензомостов и электродинамометров в каналах нагружения в процессе отработки АСУ всего полета Е. На рисунках 4.32 – 4.36 представлены циклограммы моментов, измеренные мостами, и рассчитанные по усилиям на динамометрах через плечи рычажной системы с учетом погрешностей механической системы (раздел 4.2.1.). На этих же рисунках приведены заданные в Программе нагружения циклограммы изгибающие моменты. Погрешность по динамометрам укладывается в ±3%, погрешность по тензомостам выше и находится в диапазоне 6…10%. Величины отнулевых эквивалентных изгибающих моментов циклограмм М изг экв, вычисленные для параметра кривой усталости m = 4 по тензомостам, выше на 6…7% по сравнению с М изг по программе. Максимальное превышение программной величины М изг экв по динамометрам 3,02%.

Рисунок 4.33 – Циклограмма моментов в сечении 8,637 м Рисунок 4.34 – Циклограмма моментов в сечении 6,236 м Рисунок 4.35 – Циклограмма моментов в сечении 3,889 м Наиболее объективным показателем погрешности воспроизведения заданных нагрузок с учетом целей испытаний следует считать отклонение М изг экв. По тензомостам оно много выше 3%, и нужно иметь в виду, что в рамках данного эксперимента не оценивалось погрешность от влияния крутящего момента на величины кода тензомостов, что еще добавит погрешность.

4.3.2 Оценка погрешности воспроизведения нагрузок при балансировке сечения Балансировка сечения (метод сравнения внешнего и внутреннего изгибающего момента при помощи тензометрии сечения) выполнена с целью проверки погрешности нагружения крыла в стенде. Несмотря на определенную громоздкость метода, он приводится для сравнения с используемым, усовершенствованным методом расчёта по показаниям динамометров. Величина погрешности оценивалась по относительной разности внешнего и внутреннего изгибающего момента. Под внутренним изгибающим моментом здесь понимается момент Mz, определенный по измеренным с помощью тензодатчиков нормальным напряжениям:

где : i,F i,y i – напряжение, площадь и координата расчётной точки i –го дискретного элемента поперечного сечения;

Y т – координата центра тяжести сечения;

M z – изгибающий момент в сечении Под внешним изгибающим моментом M z прг понимается изгибающий момент, заданный в программе испытаний.

Погрешность нагружения находится по выражению:

Для балансировки выбрано сечение между нервюрами № 9 – 10 левой консоли ОЧК, расположенное в зоне наибольших нормальных напряжений. Теоретический контур сечения (рисунок 4.37) строился графически с помощью лекал по контрольным точкам, определенным из электронной модели. Координаты контрольных точек проверялись измерениями натурной конструкции. Геометрия поперечного сечения определялась по электронной модели и также проверялась измерениями натурной конструкции (рисунок 4. и 4.39). Разбивка сечения на дискретные расчётные элементы показана на рисунке 4.40, координаты элементов в относительной системе координат представлены в таблице 4.10. На рисунке 4.41 показаны схема наклейки тензодатчиков, а в таблице 4.11 даны напряжения, измеренные на экстремуме № 108 лабораторного полета типа Е (режим «Набор», n y =1,192, отсчет 21 при тензометрии), экстремуме №124 (режим «Крейсерский полет» n y =1,0, отсчет 30 при тензометрии) и экстремуме №129 (режим «Снижение», n y =1,192 отсчет 33 при тензометрии). Нормальные напряжения в расчётных элементах определялись линейной интерполяцией показаний ближайших датчиков. На рисунках 4.42 и 4.43 представлены эпюры напряжений по сечениям стрингеров и лонжеронов, использованные для определения напряжений в центрах тяжести расчётных элементов (таблица 4.12).

Рисунок 4.37 – Теоретический контур сечения между нервюрами №9 – Рисунок 4.38 – Геометрия поперечного сечения верхних панелей Рисунок 4.39 – Геометрия поперечного сечения нижних панелей Рисунок 4.40 – Разбивка сечения на дискретные элементы Таблица 4.10 – Координаты центров тяжести Продолжение таблицы 4. Таблица 4.11 – Напряжения в сечении между нервюрами №9 –10 левой ОЧК Продолжение таблицы 4. Рисунок 4.42 – Эпюры напряжений в верхней панели Рисунок 4.43 – Эпюры напряжений в нижней панели Таблица 4.12 – Напряжения в элементах В таблице 4.13 представлен вычисленный внутренний изгибающий момент Mz, Отличие внутреннего изгибающего момента от заданного по результатам балансировки находится на уровне 5…6%, что можно считать вполне приемлемым, учитывая, что параметров имеет тот же порядок.

4.4 Выводы по главе 4.4.1 Исследованные в рамках главы 4 настоящей диссертационной работы методические вопросы, легли в основу системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта, которая позволяет:

– проводить расчёты внутренних силовых факторов, реализованные при испытаниях в конструкции планера самолёта по показаниям электродинамометров сервогидравлических осей нагружения с учетом возникающих механических и электрических погрешностей и углов установки гидроцилиндров в любой момент прохождения программы испытаний;

– отслеживать реализуемые нагрузки на все агрегаты испытываемой конструкции в сравнении с заданными программными в текущий момент испытаний;

– то же в любой момент времени всей предыдущей истории испытаний;

– регистрировать усталостную наработку по агрегатам и зонам испытываемой конструкции в реализованных (в т. ч. эквивалентных) циклах, программных блоках, «полетах» за определенный период испытаний (смена, месяц, квартал, с начала испытаний, заданный временной интервал и т.д.);

– выдавать временные графики наработки испытываемой конструкции в циклах, программных блоках, «полетах» (в т.ч. эквивалентных) за определенный период испытаний (смена, месяц, квартал, с начала испытаний, заданный временной интервал и т.д.) с указанием участков простоя стенда;

– генерировать оптимальные изменения программ испытаний конструкций с оценкой значимости изменений в необходимых случаях для согласования их с Заказчиком и последующей реализации;

– хранить и представлять в сервисном виде (с топологической привязкой в таблицах, на чертежах, эскизах, фотографиях в виде численных значений, эпюр и полей) информацию о результатах измерений напряженно–деформированного состояния испытываемой конструкции с указанием времени проведения измерений, исполнителей, параметров нагружения, характеристик материалов конструкции;

– хранить и выдавать информацию о регистрациях состояния целостности конструкции системами встроенного контроля;

– формировать в двух и трех измерениях картину расположения вероятных зон образования усталостных повреждений;

– формировать в двух и трех измерениях картину расположения обнаруженных усталостных повреждений и зон регистрации сигналов систем встроенного контроля;

– формировать графики развития усталостных повреждений.

4.4.2 Оценка погрешности воспроизведения нагрузок по данным динамометрии показала, что максимальные ошибки в каналах нагружения агрегатов и контрольных точках не превышают 3%.

4.4.3 Оценка точностных характеристик воспроизведения интегральных силовых факторов крыла по данным динамометрии показала, что:

– максимальное отклонения по изгибающему моменту в сечениях крыла не превышает 2,7% и наблюдается в левой консоли крыла в контрольных сечениях крыла: 8 и 9 метров от оси симметрии самолёта;

– максимальное отклонения по крутящему моменту в сечениях крыла не превышает 2,1% и наблюдается в правой консоли крыла в контрольных сечениях крыла: 5, 6 и 9 метров от оси симметрии самолёта;

– максимальное отклонения по перерезывающей силе в сечениях крыла не превышает 2,9% и наблюдается в левой консоли крыла в контрольном сечении крыла: 8 метров от оси симметрии самолёта.

4.4.4 Оценка эквивалентности нагружения по вносимой повреждаемости, выполненная после проведения 6000 лабораторных полетов на стенде ресурсных испытаний планера регионального самолёта показала, что:

– эквиваленты по размаху правой консоли крыла не превышают значения 1,082, которое наблюдается в контрольном сечении крыла: 6, 8 метров от оси симметрии самолёта;

– эквиваленты по размаху левой консоли крыла не превышают значения 1,144, которое наблюдается в контрольных сечениях крыла: 6, 8 метров от оси симметрии самолёта;

– эквиваленты по контрольным факторам других агрегатов находятся в диапазоне от 1,01 до 1,03.

Отклонения эквивалентов некоторых полетов от единицы объясняется остановками нагружения с последующей разгрузкой, что приводит к добавлению дополнительного цикла сопоставимого по величине с циклом ЗВЗ. Хотя вес этих циклов в общей наработке невелик, уникальным является их автоматический учет в общем объёме наработки планера самолёта в стенде. Ранее эти циклы учитывались при обработке данных вручную или не учитывались вовсе.

4.4.5 Также проведены сравнительные исследования погрешностей воспроизведения изгибающего момента в сечениях крыла:

– расчётом по измеренным динамометрами усилиям в каналах нагружения и плечам рычажной системы с учетом погрешностей системы нагружения;

– прямым измерением по предварительно оттарированным тензомостам, наклеенным в шести контрольных сечениях;

– расчётом изгибающего момента балансировкой контрольного сечения левой ОЧК между нервюрами 9 – 10 по данным тензометрии.

По результатам проведенных измерений и расчётов можно констатировать, что наиболее точным методом определения внутренних силовых факторов с учетом введения поправок от механических погрешностей является метод с использованием показаний динамометров. В этом случае практически все погрешности поддаются оценке. Учет механических погрешностей позволил приблизить измерение изгибающего момента по крылу большого удлинения с помощью показаний динамометров к эталону - по показаниям мостов в гарантировано линейной зоне (до крайнего узла навески закрылка). Оцененная погрешность определения изгибающего момента по этому методу 3,02%. По тарированным тензомостам она находится в диапазоне 6-7%, а балансировкой сечения можно достичь 5-6%.

Преимуществом данного метода является еще и то, что погрешность определения силовых факторов с его помощью не зависит от сложности внутреннего напряженного состояния в конструкции, а зависит от правильности учета, геометрии, трения в шарнирах, изменения показаний тарированных мостов динамометров со временем. В настоящее время, когда система расчёта силовых факторов уже является составной частью автоматизации стенда усталостных испытаний, когда быстродействие компьютеров позволяет в оперативном режиме проводить такие громоздкие расчёты, этот метод оказывается предпочтительней.

Для контроля и отладки метода в обязательном порядке необходимо сравнивать результаты расчёта с показаниями тензомостов и балансировки сечений, в зонах, где имеется их безусловная корреляция. Таким образом, можно избежать существенных ошибок в интерпретации результатов расчётно–экспериментального анализа.

4.4.6 Показано, что точностные характеристики стенда, разработанного на основании проведенных в диссертации исследований, удовлетворяют заданным в программе испытаний требованиям, что на практике впервые позволило аттестовать конкретный стенд ресурсных испытаний самолёта по точностным параметрам в полном объёме.

В рамках настоящей диссертации автором:

1) проведен обзор методов и средств исследования усталостной долговечности и определения ресурсных характеристик авиационных конструкций, позволивший выявить основные особенности, определить, что влияет на время проведения работ и их качество, выявить современные требования к натурным испытаниям и поставить конкретные задачи по совершенствованию эти методов и средств;

2) на основании проведённого обзора разработана научная концепция создания стендов натурных ресурсных испытаний гражданских самолётов, учитывающая современные требования и достижения;

3) выполнен расчётно-экспериментальный анализ проблемных зон ОСЭ планера регионального самолёта с учетом усталости и живучести, предложены и проверены необходимые доработки, что позволило значительно сократить время возможных простоев при натурных испытаниях.

4) проведен расчётно–экспериментальный анализ моделирования полетного спектра при ресурсных испытаниях, что позволило научно обоснованно выбрать параметры нагружения на различных участках реализации программы натурных испытаний;

5) проведены исследования по научно-техническому обоснованию создания новой жесткой системы механического нагружения и нового серво-гидравлического канала нагружения, обладающих на порядок меньшей погрешностью воспроизведения условий нагружения по сравнению с ранее используемыми, повышенным быстродействием и независимой от АСУ системой защиты от перегрузки;

6) на специально созданном опытном стенде исследованы новые законы управления нагружением, использующие наряду с ПИД регулированием управление по «планируемой траектории», позволяющие снизить погрешность воспроизведения нагрузок и сократить время проведения испытаний в 1,5 – 2 раза;

7) проведены исследования по созданию системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта, которая позволяет в темпе эксперимента:

– проводить анализ нагруженности конструктивных элементов планера самолёта, оценку точности воспроизведения условий нагружения;

– регистрировать усталостную наработку по агрегатам и зонам испытываемой конструкции в реализованных (в том числе эквивалентных) циклах, программных блоках, лабораторных полетах за определенный период испытаний (смена, месяц, квартал, с начала испытаний, заданный временной интервал и т.д.);

– генерировать оптимальные изменения программ испытаний конструкций с оценкой значимости изменений для последующей реализации.

8) проведены исследования по созданию базы данных результатов испытаний для получения оперативного инструмента принятия управленческих решений по результатам отработки усталостных характеристик конструкций планеров гражданских самолётов;

диссертационной работы методов и средств ресурсных испытаний планера гражданского самолёта в стенде натурных ресурсных испытаний регионального самолёта, созданном под руководством автора в Сибирском Научно-исследовательском Институте Авиации им. С.А. Чаплыгина:

оценены погрешности воспроизведения силовых факторов при ресурсных испытаниях различными методами;

– показано, что точностные характеристики разработанного стенда удовлетворяют заданным высоким требованиям: максимальная абсолютная погрешность воспроизведения силовых факторов не превышает 3%, среднее квадратическое отклонение находится в диапазоне 0,5 – 2%; что на практике позволило аттестовать конкретный стенд ресурсных испытаний самолёта по точностным параметрам в полном объёме;

– с помощью разработанных в рамках настоящей диссертационной работы методов и средств получены эквиваленты отработанной в стенде программы испытаний по отношению к заданной за различные периоды работы стенда.

В целом, усовершенствованная система методов и средств сертификационных ресурсных испытаний планеров гражданских самолётов на порядок превышает по точности и в 1,5 – 2 раза сокращает время отработки программы испытаний, чем существующие традиционные, а также существенно снижает затраты на создание стендов ресурсных испытаний и проведение сертификационных испытаний гражданских самолётов.

В диссертации изложены научно обоснованные технические, технологические и методические решения и разработки, прошедшие апробацию и имеющие существенное значение для создания современных стендов натурных ресурсных испытаний гражданских самолётов.

Основные положения выполненных исследований базируются на работах автора, подтвержденных публикациями по теме диссертационной работы и результатами практического внедрения разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний.

1 Авиационные правила Часть 25 Нормы летной годности самолётов транспортной категории : [Межгосударственный Авиационный Комитет, утверждены постановлением Совета по авиации и использованию воздушного пространства 5 сентября 2003 года] — М. :

Авиаиздат, 2009. — 236 с.

2 Баранов, А.Н. Статические и теплопрочностные испытания летательных аппаратов / А.Н. Баранов. — Жуковский : Изд. отдел ЦАГИ, 2009. — 204 с.

3 Белов, В.К. Исследование напряженно-деформированного состояния и жесткостных характеристик крыла перспективного самолёта / В.К. Белов, В.В. Белов // Научный вестник Новосибирского Государственного Технического Университета. — 2003. — № 3 (13). — С.

107-119.

4 Белов, В.К. Комплекс средств и методов промышленных прочностных испытаний авиационных конструкций в СибНИА / В.К. Белов, Е.Н. Куликов // Сборник китайскороссийской авиационной конференции по аэродинамике и прочности. Китай-Сиань. — 2006.

— С. 267–269.

5 Белов, В.К. Обеспечение прочности авиационных конструкций при создании перспективных высокоресурсных летательных аппаратов / В.К. Белов, Л.А. Адегова // Научный вестник Новосибирского Государственного Технического Университета. —2005.

—№ 3 (21). — С. 90-101.

6 Белов, В.К. Повышение усталостной долговечности заклепочных соединений авиационных конструкций технологическими методами. Монография / В.К. Белов, Г.Ф.

Рудзей, А.А. Калюта. — Новосибирск : Издательство НГТУ, 2006. — 179 с.

7 Белый, Н.Г. Ресурсные испытания натурных конструкций пассажирских самолётов / Н.Г. Белый, В.М. Син, В.М. Страшный, К.С. Щербань // Труды ЦАГИ. — М. — 1998. выпуск 2631. — С. 141-151.

8 Белый, Н.Г. Современные подходы к проведению усталостных испытаний натурных конструкций пассажирских самолётов / Н.Г. Белый, С.Н. Лукьяненко, В.М. Син, А.С.

Синицин, В.В. Чикучинов, К.С. Щербань // Аэродинамика и прочность летательных аппаратов. Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций СибНИА (17-19 июня 2008).

— Новосибирск. — 2009. — С. 35-42.

9 Бернс, В.А. Диагностика и контроль технического состояния самолётов по результатам резонансных испытаний: монография / В.А. Бернс. — Новосибирск :

Издательство НГТУ, 2012. — 271 с.

10 Беспалов, В.А. Потенциально критические зоны планера RRJ и мониторинг их состояния в процессе ресурсных испытаний / В.А. Беспалов, А.А Бакан, А.Л. Седых // Школасеминар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 5 – 7 февраля 2009 года, Новосибирск. — 2009. — С. 21-22.

11 Беспалов В.А. Расчётные исследования прочности и усталостных характеристик конструктивных нерегулярностей планера самолёта RRJ / В.А. Беспалов, В.В. Пикалов, Д.А.

Коробов, Ю.И. Бадрухин, Т.Б. Гоцелюк, Д.В. Бойко // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24– января 2007 года, Новосибирск. — 2007. — С. 31.

12 Беспалов В.А. Результаты испытаний образцов элементов конструкции самолёта RRJ / В.А. Беспалов, Е.Н. Куликов, В.Н. Чаплыгин // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24– января 2007 года, СибНИА, Новосибирск. — 2007. — С. 23.

13 Броек, Д. Основы техники разрушения / Д. Броек. — М. : Высщая школа. — 1980. — 368 с.

14 Ван Цзи-Де. Прикладная теория упругости / Ван Цзи-Де: перевод с англ. И.Н.

Землянских. — М. : ГИФМЛ, 1959. — 400 с.

15 Вейбул, В. Усталостные испытания и анализ их результатов / В. Вейбул — М. :

Машиностроение, 1964. — 222 с.

16 Галкин, С.И. Исследование выносливости крыла самолёта ЛИ-2 / С.И. Галкин, Г.Д.

Грингауз, Н.М. Пестов, Н.А. Вишняков // Расчёт элементов авиационных конструкций.

Усталость авиационных конструкций и материалов : сборник статей, под ред. В.И.

Шабалина. — М. : Машиностроение. — 1967. — выпуск 5. — С. 3-6.

17 ГОСТ 1497-84 Металлы. Методы испытаний на растяжение. — М. : Издательство стандартов, 1985. — 15 с.

18 ГОСТ 23207–78 Сопротивление усталости. Основные термины, определения и обозначения. — М.: Издательство стандартов, 1978. — 48 с.

19 ГОСТ 25.502-79 Расчёты и испытания на прочность. Методы механических испытаний металлов. Методы испытаний на усталость. — М.: Издательство стандартов, 1979. — 42 с.

20 ГОСТ 25.506–85 Расчёты и испытания на прочность. Методы механических испытаний металлов. Определение характеристик трещиностойкости (вязкости разрушения) при статическом нагружении. — М. : Издательство стандартов, 1985. — 31 с.

21 ГОСТ 25.601–80 Расчёты и испытания на прочность. Методы механических испытаний композиционных материалов с полимерной матрицей (композитов). Метод испытания плоских образцов на растяжение при нормальной, повышенной и пониженной температурах. — М. : Издательство стандартов, 1980. — 14 с.

22 ГОСТ 25.602–80 Расчёты и испытания на прочность. Методы механических испытаний композиционных материалов с полимерной матрицей (композитов). Метод испытания на сжатие при нормальной, повышенной и пониженной температурах. — М. :

Издательство стандартов, 1980. — 18 с.

23 ГОСТ 50.355–82 Методы механических испытаний металлов. Определение характеристик трещиностойкости (вязкости разрушения) при циклическом нагружении. — М.: Издательство стандартов, 1982. — 26 с.

24 Дубинский, В.С. Поддержание летной годности конструкций аттестованных самолётов по условиям ресурса / В.С. Дубинский, Г.И. Нестеренко, В.Л. Райхер, Ю.А.

Стучалкин // Труды ЦАГИ. — М. — 1998. — выпуск 2631. — С. 73-75.

25 Егер, С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолётов / С.М. Егер. — М. :

Машиностроение, 1964. – 252 с.

26 Замула, Г.Н. Отечественная система организации работ по обеспечению прочности конструкции летательных аппаратов / Г.Н. Замула, Ю.А. Стучалкин // Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций, Труды ЦАГИ. — М. — 2004. — выпуск 2664. — С. 17Ицкович, В.А. Гидравлические блоки питания стендов для испытаний летательных аппаратов в лабораториях прочности / В.А. Ицкович, В.И. Сабельников, Ю.В. Колеватов // Гидравлика. Пневматика. Приводы. — 2009. — № 1. — С. 30-31.

28 Киреева, Т.С. Оценка параметров напряженного состояния типового элемента крыла малого удлинения для определения эквивалентов программ натурных испытаний / Т.С.

Киреева, В.Г. Лейбов, И.Е. Ушаков // Труды ЦАГИ. — М. — 1976. — выпуск 1730. — С.

130-134.

29 Куликов, Е.Н. АСУ стенда ресурсных испытаний планера регионального самолёта / Е.Н. Куликов, Б.В Загорский // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 13–16 февраля года, Новосибирск. — 2008. — С. 10.

30 Куликов, Е.Н. База знаний по отработке статической прочности и ресурса планера самолёта SUPERJET100 в период разработки, производства и эксплуатации / Е.Н. Куликов, А.И Бакулин // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 13–16 февраля 2008 года, Новосибирск. — 2008. — С. 11.

31 Куликов, Е. Н. Влияние отклонений формы вырезов под полки силовых нервюр в стенке II лонжерона крыла самолётов Ту-154М и ТУ-154Б на ее долговечность / Е.Н.

Куликов // Научно-технический сборник. Сопротивление усталости и живучесть авиационных конструкций. СибНИА. — 1988. — Выпуск 1. — С. 28-40.

32 Куликов, Е.Н. Выбор метода интерпретации силовых факторов воздействующих на планер самолёта при натурных ресурсных испытаниях, оценка их эквивалентности заданным в программе испытаний силовым факторам / Е.Н. Куликов, А.Ф. Хватов // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 18–32 февраля года, Новосибирск. — 2011. — С. 24.

33 Куликов, Е.Н. Гидропривод лаборатории статических и ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций / Е.Н. Куликов, В.И. Сабельников, Ю.В. Колеватов, А.М. Фадеев, И.Н. Медведева // Авиационная промышленность. — 2008. — № 2. — С. 53-57.

34 Куликов, Е.Н. Гидросистема для нагружения авиационных конструкций при прочностных испытаниях / Е.Н. Куликов, В.И. Сабельников, И.Н. Медведева, А.В. Пинер, Д.А. Колобердин // Пат. 2372597 РФ. — Приоритет 04.12.2008; Зарегистрировано 10.11.2009;

Опубл. 10.11.2009. — Бюл. № 31.

35 Куликов, Е.Н. Изготовление оснастки, монтаж опытного стенда / Е.Н. Куликов, А.В.

Мальцев, М.И. Рябинов и др. // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24–37 января года, Новосибирск. — 2007. — С. 6-7.

36 Куликов, Е.Н. Исследование характеристик усталости и трещиностойкости образцов, вырезанных из нижних панелей и стенок ОЧК и центроплана, шассийных балок / Е.Н. Куликов, В.А. Беспалов, В.Н. Чаплыгин, С.А. Катарушкин, О.В. Корелина, С.А.

Лазненко, П.М. Петров // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 15–18 марта 2006 года, Новосибирск. — 2006. — С. 12-13.

37 Куликов, Е.Н. Концепция стенда ресурсных испытаний планера самолёта SSJ / Е.Н.

Куликов, А.В. Мальцев, А.Ф. Хватов // Аэродинамика и прочность летательных аппаратов.

Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций СибНИА (17-19 июня 2008). — Новосибирск. — 2009. — С. 237-244.

38 Куликов, Е.Н. Отработка методики и алгоритмов управления нагружением, обеспечивающих необходимые скоростные и точностные характеристики реализации квазислучайной программы при многоканальном нагружении конструкции планера самолёта RRJ / Е.Н. Куликов, А.В. Мальцев, М.И. Рябинов, А.И. Белоусов, О.Р. Федотова и др. // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 13–16 февраля 2008 года, Новосибирск. — 2008. — С. 15.

39 Куликов, Е.Н. Отработка системы оперативного анализа нагруженности и усталостной наработки конструкции планера самолёта RRJ в процессе ресурсных испытаний на натурном объекте / Е.Н. Куликов, М.И. Рябинов, А.Ф. Хватов // Школасеминар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 13–16 февраля 2008 года, Новосибирск. — 2008. — С. 26-27.

40 Куликов, Е.Н. Повышение эквивалентности нагружения самолёта при ресурсных испытаниях с учетом влияния отклонений линии действия сил, смещения их точек приложения и сил трения в элементах рычажной системы / Е.Н. Куликов // Научный вестник Новосибирского Государственного Технического Университета. — 2011. — № 3 (44). — С.

115-126.

41 Куликов, Е.Н. Получение базовых характеристик усталости и трещиностойкости полуфабрикатов каждого типа. Получение характеристик усталости и трещиностойкости простейших конструктивных образцов на характерных режимах нагружения для полуфабрикатов каждого типа / Е.Н Куликов, В.Н. Чаплыгин, С.А. Катарушкин, О.В.

Корелина // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 15–18 марта 2006 года, Новосибирск.

— 2006. — С. 16.

42 Куликов, Е.Н. Применение усовершенствованной системы видеонаблюдения при ресурсных испытаниях конструктивно-подобных образцов продольного стыка ресурсного самолёта в ИЛ ИК ЦТО Технопарка Новосибирского Академгородка / Е.Н. Куликов, В.В.

Никулин, А.М. Губин, В.В. Сачков // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 27 февраля – 2 марта 2013 года, Новосибирск. — 2013. — С. 17-18.

43 Куликов, Е.Н. Проведение испытаний образца «Чечевица» с двумя продольными стыками на длительность роста усталостных трещин и остаточную прочность / Е.Н. Куликов, В.А. Беспалов, В.И. Обелец, К.В. Гурджиянц // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24– января 2007 года, Новосибирск. — 2007. — С. 20.

44 Куликов, Е.Н. Проектирование усилений в зонах вырезов под продольный силовой набор в шассийной балке маневренного самолёта / Е.Н. Куликов, О.А. Чепрасова // Научнотехнический сборник. Сопротивление усталости и живучесть авиационных конструкций.

СибНИА, Новосибирск. — 1990. — Выпуск 3. — С. 143–154.

45 Куликов, Е.Н. Разработка вариантов системы одностороннего приложения нагрузки к испытываемой конструкции, проектирование опытного стенда для отработки методики / Е.Н. Куликов, А.В. Мальцев, М.И. Рябинов, А.И. Белоусов, О.Р. Федотова // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24–37 января 2007 года, Новосибирск. — 2007. — С. 29.

46 Куликов, Е.Н. Разработка перспективных конструкций и технологий изготовления типовых нерегулярных зон фюзеляжа в обеспечение повышения ресурса самолёта / Е.Н.

Куликов, В.А. Беспалов, А.А Калюта, А.Н Тимофеев, Ю.И. Бадрухин Д.В. Бойко // Школасеминар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 13–16 февраля 2008 года, Новосибирск. — 2008. — С. 28 с.

47 Куликов, Е.Н. Расчётные исследования нагруженности и сопротивления усталости фермы фюзеляжа спортивного самолёта Су-26С / Е.Н. Куликов // Научно-технический сборник. Сопротивление усталости и живучесть авиационных конструкций. СибНИА, Новосибирск. — 1990. — Выпуск 3. — С. 143–154.

48 Куликов, Е.Н. Системы нагружения для статических испытаний легких самолётов / Е.Н. Куликов, В.И. Сабельников // Полет. — 2010. — № 8. — С. 26-30.

49 Куликов, Е.Н. Системы управления стендами прочностных испытаний авиатехники / Е.Н. Куликов, Б.В. Загорский // Automotion : специальный выпуск для стран СНГ. — 2010. — С. 23-25.

50 Куликов, Е.Н. Создание базы данных обеспечения ресурса и живучести конструкции планера самолёта RRJ на этапах разработки и эксплуатации / Е.Н. Куликов, Д.В. Бойко, А.И.

Бакулин // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»:

тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24–37 января 2007 года, Новосибирск. — 2007. — С. 8.

51 Куликов, Е.Н. Стенд ресурсных испытаний планера RRJ / Е.Н. Куликов, А.В.

Мальцев // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»:

тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 5 – 7 февраля 2009 года, Новосибирск. — 2009. — С. 5-6.

52 Куликов, Е.Н. Типовой канал нагружения самолёта RRJ. Технические требования на разработку / Е.Н. Куликов, А.В. Мальцев, М.И. Рябинов и др. // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24–37 января 2007 года, Новосибирск. — 2007. — С. 14.

53 Куликов, Е.Н. Установка для нагружения сжатым воздухом гермофюзеляжа летательного аппарата / Е.Н. Куликов, Д.А. Колобердин, В.И. Сабельников, А.М. Фадеев // Пат. 126460РФ. Приоритет 02.11.2012; Зарегистрировано 27.03.2013; Опубл. 27.03.2013. Бюл.

54 Куликов, Е.Н. Устройство для приложения нагрузки при испытаниях авиационной техники на прочность / Е.Н. Куликов, В.И. Сабельников, А.В. Мальцев // Пат. 126459 РФ.

Приоритет 02.11.2012; Зарегистрировано 27.03.2013; Опубл. 27.03.2013. Бюл. № 09.

55 Лоим, В.Б. Практика расчётной оценки долговечности авиаконструкций с использованием эффективных коэффициентов концентрации напряжений / В.Б. Лоим // Вестник машиностроения. — 1998. — № 9. — С.31-37.

56 Лундберг, Б.К. Количественный статистический подход к проблеме усталостной прочности / Б.К. Лундберг // Усталостная прочность и долговечность самолётных конструкций: сборник статей. — М.: Машиностроение, 1965. — С. 19-21.

57 Махутов, Н.А. Обоснование ресурса и безопасности. Конструкционная прочность, ресурс и техногенная безопасность. Часть 2 / Н.А. Махутов. — Новосибирск: Наука, 2005.

— 604 с.

58 Машиностроение. Энциклопедия. Самолёты и вертолеты. Кн. 2 / Ред. совет: К.Ф.

Фролов (пред.) [и др.]; под общ. ред. А.М. Матвиенко. — М.: Машиностроение, 2004. – 752 с.

59 Нестеренко, Г.И. Расчёт характеристик эксплуатационной живучести самолётных конструкций на основе механики разрушения / Г.И. Нестеренко // Физико-химическая механика материалов, Львов. — 1983. — №1 — С. 12-20.

60 Одинг, И.А. Допускаемые напряжения в машиностроении и циклическая прочность металлов / И.А. Одинг — М. : Металлургия, 1962. — 260 с.

61 Олькин, С.И. Сопротивление сплава разрушению в условиях чередования усталости и ползучести / С.И. Олькин // Труды ЦАГИ. — М. — 1981. — выпуск 2106. — С. 111-117.

62 Основные направления научно-экспериментальных работ СибНИА в 1941 – 2000 гг.

: Сб. статей СибНИА, — Новосибирск — 2011.— 195 с.

63 Погребинский, Е.Л. Критерий эквивалентности циклического нагружения и некоторые результаты проверки его эффективности / Е.Л. Погребинский, В.В. Борисевич // Изв. Вузов. Авиационная техника. — 2000. —№ 3. — С. 6-8.

64 Приказчик, Л.И. Основы конструирования деталей летательных аппаратов / Л.И.

Приказчик. — Новосибирск : СибНИА, 1992. — 103 с.

65 Райхер, В.Л. Безопасный ресурс конструкции самолётов. Формирование путей решения проблемы / В.Л. Райхер // Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций, Труды ЦАГИ. — М. — 2004. — выпуск 2664. — С. 46-51.

66 Райхер, В.Л. Усталостная повреждаемость: учебное пособие / В.Л. Райхер. — М. :

МАТИ, 2006. — 239 с.

67 Райхер, В.Л. Формирование программ натурных испытаний на выносливость для определения ресурсных характеристик авиаконструкций / В.Л. Райхер, Ю.А. Свирский // сб.

«Прочность авиационных конструкций». Труды ЦАГИ. — М. — 1998. — выпуск 2631. — С.

114-120.

68 Рахилин, В.К. Опыт создания высокоресурсной конструкции фюзеляжа /В.К.

Рахилин // Полет. — 2003. — №7. — С. 55-60.

69 Редько, П. Г. Сравнительный анализ концепций развития приводов самолётов и испытательных стендов лабораторий / П.Г. Редько, А.Н. Серьезнов, Е.Н. Куликов, В.И.

Сабельников, Ю.В. Колеватов // Авиационная промышленность. — 2009. — № 2. — С.51-56.

70 Самуль, В.И. Основы теории упругости и пластичности / В.И. Самуль. — М. :

Издательство «Высшая школа», 1982. — 264 с.

71 Селихов, А.Ф. Методология и опыт обеспечения безопасности конструкции стареющих самолётов / А.Ф. Селихов, В.Г. Лейбов, Г.И. Нестеренко, В.Л. Райхер // Прочность авиационных конструкций, Труды ЦАГИ. — М. — 1998. — выпуск 2631. — С.

23-29.

72 Серенсен, С.В. Сопротивление материалов усталостному и хрупкому разрушению / С.В. Серенсен — Москва: Атомиздат, 1975. — 183 с.

73 Серьезнов, А.Н. Акустико-эмиссионный контроль криволинейных панелей фюзеляжа самолёта RRJ при ресурсных испытаниях / А.Н. Серьезнов, Л.Н. Степанова, О.В.

Митрофанов, Е.Н. Куликов, Е.Ю. Лебедев, С.И. Кабанов, К.В. Канифадин // Дефектоскопия.

— 2008. — № 12. — С. 42–47.

74 Серьезнов, А.Н. Использование метода акустической эмиссии и тензометрии при ресурсных испытаниях тяжелого самолёта / А.Н. Серьезнов, Л.Н. Степанова, А.Б.

Тихонравов, Е.Н. Куликов, С.И. Кабанов, Е.Ю. Лебедев, В.Л. Кожемякин, Р.В. Непогодин // Контроль. Диагностика. — 2006. — № 5. — С. 58–66.

75 Серьезнов, А Н. Погрешности измерений при прочностных испытаниях и выбор тензорезисторов на основе их технических и метрологических характеристик / А.Н.

Серьезнов, В.Ф. Воронов, Е.Н. Куликов // Аэродинамика и прочность летательных аппаратов. Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций СибНИА (17-19 июня 2008).

— Новосибирск. — 2009. — С. 258-266.

76 Серьезнов, А.Н. Циклические испытания панелей самолёта RRJ с использованием метода акустической эмиссии / А.Н. Серьезнов, Л.Н. Степанова, О.В. Митрофанов, Е.Н.

Куликов, С.И. Кабанов, Е.Ю. Лебедев, В.Н Чаплыгин, С.А. Катарушкин // Контроль.

Диагностика. — 2007. — № 7. — С. 56–59, 66–67.

77 Сироткин, О.С. Проектирование, расчёт и технология соединений авиационной техники / О.С. Сироткин, В.И. Гришин, В.Б. Литвинов — М. : Машиностроение, 2006. — 330 с.

78 Стебенев, В.Н. Методика оценки сопротивления усталости соединений / В.Н.

Стебенев // Труды ЦАГИ. — М. — 1981. — выпуск 2117. — С. 151–156.

79 Степнов, М.Н. Статистические методы обработки результатов механических испытаний: справочник / М.Н Степнов, А.В. Шаврин. — М. : Машиностроение, 2005. – 399 с.

80 Стрижиус, В.Е. К расчёту усталостной прочности элементов крыла неманевренного самолёта при сложном программном нагружении / В.Е. Стрижиус // Ученые записки ЦАГИ, том XXXIV, №1-2, — 2003.— С. 115-122.

81 Стрижиус, В.Е. К расчёту эквивалентов программ усталостных испытаний крыльев транспортных самолётов / В.Е. Стрижиус // Ученые записки ЦАГИ, том XXXI, №3. — 2000.— С. 178-191.

82 Стрижиус, В.Е. Методы расчёта усталостной долговечности элементов авиаконструкций / В.Е. Стрижиус. — М. : Машиностроение, 2012. — 271 с.

83 Стрижиус, В.Е. Нормативные требования, теория и практика разработки программ контроля и предупреждения коррозии конструкции транспортных самолётов / В.Е. Стрижиус // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № XX. — 2006.— С. 21-27.

84 Стрижиус, В.Е. Руководство по расчётам на усталость элементов конструкции планера самолёта (проект) / В.Е. Стрижиус // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № XX. — 2006.— С. 43-70.

85 Стрыгин, В.З. Подобие и погрешность в многомодельном эксперименте (или о числе каналов нагружения крыла самолёта при ресурсных испытаниях) / В.З. Стрыгин. — Жуковский Московской области, ул. Мичурина, 9: печатный салон индивидуального предпринимателя Э.В. Зубрицкой (свидетельство о государственной регистрации № 304501326800029 от 29.09.2004 г.), 2008. — 4 с.

86 Усталостная прочность и долговечность самолётных конструкций: перевод с англ. / под общей ред. И.И. Эскина. — М. : Машиностроение, 1965. — 591 с.

87 Федосеев, В.И. Сопротивление материалов / В.И. Федосеев. — М. : Наука, 1970. — 544 с.

88 Федотова, О.Р. Исследование влияния динамических свойств летательного аппарата на устойчивость канала нагружения / О.Р. Федотова, Г.И. Расторгуев, В.Л. Присекин, А.И.

Белоусов // Журнал «Вестник МАИ», — 2009. — том 16. — №3. — С. 147-149.

89 Федотова, О.Р. Исследование устойчивости канала нагружения при ресурсных испытаниях / О.Р. Федотова, В.А. Бернс, А.И. Белоусов, В.Ф. Самуйлов // Аэродинамика и прочность летательных аппаратов. Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций СибНИА (17-19 июня 2008). — Новосибирск. — 2009. — С. 218-220.

90 Федотова, О.Р. Моделирование нагружения полного полетного цикла летательного аппарата в испытательном стенде / О.Р. Федотова // Школа-семинар «Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов»: тезисы докладов, СибНИА, Седова Заимка 24– января 2007 года, Новосибирск. — 2007. — 24 с.

91 Шейко, В.В. Эффективность защитной системы из гибких связей при испытаниях на прочность фюзеляжей / В.В. Шейко, Т.В. Сувалова // Труды ЦАГИ. — М. — 1998. — выпуск 2631. — С. 259-262.

92 Шульженко, М.Н. Конструкция самолётов / М.Н. Шульженко — М. :

Машиностроение, 1971. — 414 с.

93 Щербань, К.С. Ресурсные испытания натурных конструкций самолётов / К.С.

Щербань — М. : Физматлит, 2009. — 236 с.

94 Finlayson, R.D. Health Monitoring of Aerospace Structures with Acoustic Emission and Acousto-Ultrasonics / R.D. Finlayson, M. Friesel, M. Carlos, P. Cole, J.S. Lenain // Insight, Vol.

43, No. 3, — March 2001. — Pages: 155-157.

95 Jacoby, G.H. Comparison of fatigue life under conventional program loading and digital random loading. Effects of environment and complex load history on fatigue life. / G.H. Jacoby // Head, Deutsche Versuchsanstalt fr Luft-und Raumfahrt, Institut fr Festigkeit, Mulheim (Ruhr).

— Jan 1970. — Pages: 19.

96 Naumann, E.C. Evaluation of the influence of load randomization and of ground-airground cycles on fatigue life / E.C. Naumann // Langley Research Center, United States. National Aeronautics and Space Administration. — 1964. — Pages: 34.

97 Newman, J.C., Jr, Prediction of Crack Growth under Variable-Amplitude Loading in ThinSheet 2024-T3 Aluminum Alloys. // Engineering Against Fatigue, University of Sheffield. — NASA Langley Research Center, Hampton, Virginia, USA, — March 1997.

98 Schijve, J. Crack propagation in aluminum alloy sheet materials under flight simulation loading / J. Schijve., F.A. Jacobs, P.J. Tromp // NLR-TR68117U, XXXVI. — The Netherlands. — 1970. —Pages: 32.

99 Schijve, J. Cumulative Damage Problems in Aircraft Structures and Materials / J. Schijve // Aero J. Vol. 74, — 1970. — Pages: 517-532.

100 Teamcenter Help Library. Siemens Product Lifecycle Management Software Inc. — 2007.

101 Vercammen, R.W.A. Full-scale fuselage panel tests / R.W.A. Vercammen, H.H. Ottens // The 21th ICAS Congress, National Aerospace Laboratory NLR: NLR-TR-98148. — 1998. — Pages: 11.

ПРИЛОЖЕНИЕ А

Таблица А.1 Блок программы нагружения Таблица А.2 Последовательность полетов в блоке программ нагружения 3 и Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Продолжение таблицы А. Таблица А.3 – Типовые уровни и количество циклов напряжений полетного блока в блоке программ нагружения Таблица А.4 – Типовые уровни и количество циклов напряжений наземного блока в блоке программ нагружения

Pages:     | 1 | 2 ||
 


Похожие работы:

«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...»

«КАНАТНИКОВ НИКИТА ВЛАДИМИРОВИЧ ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРОЦЕССА ЗУБОСТРОГАНИЯ ПРЯМОЗУБЫХ КОНИЧЕСКИХ КОЛЕС Специальность 05.02.07 – Технология и оборудование механической и физико-технической обработки Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель доктор технических...»

«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...»

«(Подпись) КОВАЛЕВ МАКСИМ ИГОРЕВИЧ Управление качеством продукции в производственных системах, выполняющих специальные процессы на примере литейного производства 05.02.23 - Стандартизация и управление качеством продукции Диссертация на соискание ученой...»

«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...»

«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...»

«ЯКОВЛЕВ Станислав Николаевич ВЫБОР КРИТЕРИЕВ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ДЕТАЛЕЙ МАШИН ИЗ ПОЛИУРЕТАНА Специальность 05.02.02 – Машиноведение, системы приводов и детали машин Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук Санкт-Петербург - 2014 2 Содержание Введение.. Экспериментальное изучение...»

«УДК 622.673.4:621.625 Васильев Владимир Иванович ОБОСНОВАНИЕ РАЦИОНАЛЬНЫХ ДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНОГО ТОРМОЖЕНИЯ ШАХТНЫХ ПОДЪЕМНЫХ УСТАНОВОК Специальность 05.02.09 – динамика и прочность машин Диссертация на соискание научной степени кандидата технических наук Научный руководитель – доктор технических наук, профессор В. М. Чермалых Киев - СОДЕРЖАНИЕ...»

«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...»

«Карапузова Марина Владимировна УДК 621.65 ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ КОМБИНИРОВАННОГО ПОДВОДА ЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА Специальность 05.05.17 – гидравлические машины и гидропневмоагрегаты Диссертация на соискание научной степени кандидата технических наук Научный руководитель Евтушенко Анатолий Александрович канд. техн. наук, профессор Сумы – СОДЕРЖАНИЕ ПЕРЕЧЕНЬ...»

«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...»

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














 
© 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.