ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ПРИНЦИПОВ БЕЗОПАСНОЙ ПОВРЕЖДАЕМОСТИ ПРИ РАЗРАБОТКЕ СИЛОВОЙ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА
Анализ опыта эксплуатации повреждаемых конструкций.
Современные требования значительного увеличения назначенного ресурса и срока службы самолета наряду с повышением уровня безопасности полета привели к внедрению новых методов (принципов) проектирования конструкции планера. Особо широкое применение получил принцип безопасной повреждаемости.
Опыт эксплуатации первого и второго поколений самолетов с ГТД показал, что в некоторых случаях способность конструкции планера обеспечивать завершение полета с повреждением ;{трещиной) усталостного характера является необходимым условием обеспечения безопасности полета. Однако свойство безопасности повреждений конструкций проявлялось «стихийно», поскольку эксплуатация с повреждениями усталостного характера не допускалась [2]. Предыдущие поколения самолетов обладали избытком прочности, который обеспечивал требования безопасного (назначенного) ресурса.
Наиболее просто значение безопасного ресурса определяется по выражению
T = N/ті, (2.1)
где N -— средняя долговечность; т) — коэффициент надежности.
…. Величина г) выбирается таким образом, чтобы в пределах безопасного (назначенного) ресурса вероятность разрушения была бы практически равна нулю. Коэффициент ц зависит от объема испытаний, нормируется в соответствии с НЛГС-3 и выбирается с учетом рассеяния долговечности и уровня нагрузок. В табл. 2.1 приведены значения т), используемые при проектирог ванни планера отечественных и зарубежных самолетов.
46
Самолет |
Піриацші проектирования |
Расчетные нагрузки |
Коэффициент надежности |
ИЛ-86 |
Безопасный ресурс |
Средние |
4 |
Як-42 |
» » |
» |
4 |
Ил-96 |
Безопасное повреждение |
Максимальные |
2—3 |
А-300 |
Го же |
» |
3—4 |
А-310 |
» |
2—3 |
|
Б-747 |
» |
» |
1,5—2 |
Б-767 |
» |
» |
1,2 |
При создании широкофюзеляжных самолетов необходимость снижения массы конструкции при использовании традиционных материалов потребовала использования свойств живучести конструкции. В этом случае создается конструкция, которая обладает достаточной усталостной прочностью для обеспечения безопасности полета при появлении множества повреждений (трещин), которые должны контролироваться при ТО и Р планера* По опыту эксплуатации, учитывая необходимость обеспечения малой вероятности появления множественных повреждений, вероятность появления единичных повреждений составляет 0,01— 0,05, что соответствует коэффициенту безопасности повреждения
Рб. п^З.
Расчеты безопасной повреждаемости конструкции основаны — на использовании методов механики разрушения, которая изучает характеристики прочности и долговечности конструкций, поврежденных трещинами. Экспериментальное доказательство безопасной повреждаемости базируется на большом объеме ресурсных и усталостных испытаний нескольких экземпляров натурной конструкции.
Основные мероприятия, необходимые для создания безопаш но повреждаемой конструкции, следующие: повышение остаточной прочности;
обоснование требований НЛГС по обеспечению безопасности с учетом живучести;
обоснование критериев проектирования по условиям живучести и методов расчета скорости развития трещин;
разработка методов расчета и экспериментального определения остаточной прочности конструкции;
обеспечение потребного объема испытаний элементов и натурных конструкций;
внедрение ограничителей и других конструктивных мероприятий для торможения роста трещин;
совершенствование методов и средств диагностики; разработка методов оптимизации периодичности контроля поврежденных конструкций.
Анализ опыта эксплуатации показывает, что значительное число разрушений возникает при меньшей наработке, чем при ресурсных испытаниях на стенде. Это можно объяснить рассеянием усталостной долговечности вследствие некачественного изготовления конструкции и изменения условий ее нагружения при эксплуатации. В то же время опыт эксплуатации свидетельствует о том, что соотношение долговечностей при испытаниях и в эксплуатации заметно превышает нормированный разброс. Объяснение этому следует искать в недостаточно полном воспроизведении нагрузок при моделировании и учете их изменения по режимам полета в процессе стендовых испытаний.
Разработчики планера и НИИ, испытывающие конструкцию, постоянно совершенствуют многоканальные электрогидравличее — кие комплексы нагружения, позволяющие воспроизводить на стендах изменение нагрузок по времени, максимально приближенных к эксплуатационным. Автоматизация сбора и обработки данных при ресурсных испытаниях позволяет с помощью ЭВМ замерять и рассчитывать результаты деформаций и напряжений одновременно более чем в Ю4 точках конструкции.
Характерная особенность современных испытаний на ресурс и живучесть — полнота охвата замерами всей конструкции и детализация условий нагружения критических зон (рис. 2.2).
В связи с признанием необходимости сертификации конструкции по условиям выносливости в нормы ИКАО и американские (FAP-25) внесены соответствующие дополнения. Многие фирмы и авиакомпании разрабатывают программы целевых осмотров и выборочного контроля i[2] планера самолетов, длительное время находящихся в эксплуатации.
Выбор критериев безопасной повреждаемости. При — проектировании в качестве главного критерия безопасной повреждаемости принимают размеры повреждения, при которых сохраняется заданная остаточная прочность. Этот критерий является расчетным и обозначается 1кр. К другим характеристикам безопасной повреждаемости можно отнести: минимально обнаруживаемые размеры трещин /0; длительность роста трещины от 10 до /кр; остаточную прочность Рост при наработке N циклов или налете Г часов; периодичность контроля АТ и запасы на рассеяние характеристик разрушения цу.
Конструкция крыла с повреждениями, соответствующими расчетным критериям живучести, должна выдерживать нагрузку не меньше эксплуатационной для соответствующего случая нагружения. Эта нагрузка задается директивно и определяет статическую прочность рассматриваемой зоны конструкции (30].
Конструкция фюзеляжа с повреждениями должна выдерживать нагрузку не меньше эксплуатационной с одновременным приложением рабочего избыточного давления.
Для зон конструкции с недостаточной доступностью и контролепригодностью [23] дополнительным критерием допустимой повреждаемости должно быть требование малой скорости раз-
%%. Зоны и элементы испытаний планера самолета В-747 на ресурс и живучесть: ‘ ’
І —‘днище ниши переднего шасси; 2 — поперечный стык обшивки фюзеляжа.(всего 40 зон); 3 — верхняя панель фюзеляжа; 4 — продольный стык обшивки фюзеляжа (всего 20 зон); 5 — нижняя панель крыла; 6 — верхняя (Панель крыла; 7 — продольный стык панели крыла в зоне узлов подвески предкрылка; 8 — стык киля с фюзеляжем; 9 — пояс переднего ланжерона киля; 10 — панель киля; 11 — крепление узла вращения стабилизатора; 12 — кессон стабилизатора; 13 — стык узла навески руля высоты; 14 — стык стрингеров в хвостовой части фюзеляжа; 15 — стык верхней поверхности и пояса заднего лонжерона крыла; 16 — удел крепления основной опоры; 17 — пояс заднего лонжерона крыла; 18 — люк топливомера на верхней — поверхности крыла; 19 — вырез на верхней поверхности крыла под — горловины заправки; 20 — узлы •стыка пилона с крылом; 21 — основная опора шасси; 22 — боковая панель фюзеляжа с окнами; 23 — передняя опора шасси
вития повреждения (трещина достигает размера от 10 до lKV за время не меньшее, чем назначенный ресурс). В случае, если для конструкции установлен межремонтный ресурс,
б<р мр, (2.2)
тде tкр — время достижения трещиной размера і/кр; U — время до обнаружения повреждения /0; Гмр — межремонтный ресурс.
Статистические данные по ресурсным испытаниям и результатам эксплуатации поврежденных конструкций позволяют использовать в качестве расчетных критериев следующие повреждения конструкции (табл. 2.2). Указанные размеры относятся ■только к регулярным зонам конструкции, доступным для контроля при эксплуатации.
Определение остаточной прочности типовых конструкций шланера. Определение размеров повреждения в зависимости от циклов нагружения позволяет прогнозировать состояние по — -4—822 49
Степень повреждения
врежденной конструкции и на основе этого выбирать средства контроля и его периодичность. Этот способ целесообразно применять в зонах, имеющих достаточную контролепригодность. .На ранних этапах зарождения повреждений и в зонах, не приспособленных для инструментальных замеров размеров повреждений, состояние конструкции целесообразно оценивать остаточной прочностью.
Влияние на прочность подкрепляющих элементов, их геометрических размеров, различных зон нерегулярностей и технологии сборки сложных конструкций часто делает невозможным использование расчетных методов. Поэтому необходим комплекс экспериментальных исследований.
Рассмотрим результаты экспериментального определении остаточной прочности в подкрепленных листах и панелях самолета Ил-62 применительно к наиболее распространенному в; конструкциях фюзеляжа, крыла и оперения материалу Д16Т. Типовой конструкцией фюзеляжа является лист обшивки с приклепанными стрингерами. Как правило, к полному разрушенин> приводит двухпролетная трещина обшивки с разрушенным посередине стрингером (рис. 2.3). При этом очевидно, что разрушение клепаной конструкции с трещиной определяется двумя критериями: разрушением стрингера (<тСтр = <ров) и разрушением обшивки (&обш = kc). Степень влияния каждого из критериев зависит от вязкости разрушения kc обшивки, геометрических характеристик, прочностных свойств стрингеров. Для улучше’- ния характеристик клепаных панелей следует гарантировать прочностные характеристики материала стрингеров и повышать значения kc обшивки.
ляют для зон, в которых площадь сечения типовых ребер в 2 раза меньше площади сечения обшивки и для зон расположения стыковочного стрингера ;(рис. 2.4), площадь сечения которого в 2 раза больше площади сечения типового ребра, т. е. равна площади сечения обшивки.
Особенности разрушения фрезерованных панелей заключаются в следующем. Когда трещина в обшивке не касается ребра, то оно сохраняет свои подкрепляющие свойства в той же мере, как, стрингер, приклепанный к панели. При распространении трещины под ребро происходит его частичное повреждение. При этом для оценки прочности фрезерованной панели следует использовать показатель Кс-
С учетом отмеченных ограничений при трещине 1Кр, равной двум межстрингерным расстояниям, остаточная прочность для неподкрепленного листа
СГраз = kciym. (2.3)
На основе анализа разрушений натурных конструкций при расчетах используется значение йс = 4,5 кН/мм3/2. В случае полного разрушения с повреждениями в зоне продольного стыка панелей двусторонняя трещина Z=90 мм с двумя разрезанными ребрами (при напряжении —190 МПа) приводит к разрушению
2.4. Повреждения типовой конструкции крыла:
L — трещина на всю высоту пояса лонжерона; L2— трещина в одно межтрингер — ное расстояние; L3 — двух* пролетная трещина с разрушенным подкрепляющим ребром; L — полное раз — • рушение панели
крыла. При разрушениях двух типовых ребер и трещине I— = 200 мм (но не в зоне стыка) крыло сохраняет несущую способность при полностью разрушенной панели (напряжения брутто 210 МПа).
На основании анализа данных, полученных при создании силовой конструкции планера широкофюзеляжного самолета,, можно сделать следующие выводы:
расчетные оценки остаточной прочности клепаных и монолитных панелей хорошо сочетаются с результатами экспериментов;
для материалов Д16Т и Д16чТ разрушающие напряжения в-, монолитных панелях с двухпролетной трещиной в обшивке под разрушенным ребром совпадают с разрушающими напряжениями в клепаной панели.