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.