Одной из наиболее важных проблем авиации в современных условиях является проблема одновременного обеспечения больших ресурсов, безопасной эксплуатации и экономической эффективности конструкции пассажирских самолетов. Решение этой сложной комплексной проблемы осуществляется за счет обеспечения эксплуатационной живучести конструкций летательных аппаратов. Обеспечение эксплуатационной живучести является основным требованием обеспечения ресурса по условиям усталостной прочности в Нормах прочности России (АП-25), США (FAR-25), EBponbi (JAR-25).
Под эксплуатационной живучестью понимается свойство конструкции сохранять безопасность при наличии усталостных, коррозионных или случайных повреждений.
Для обеспечения эксплуатационной живучести конструкция должна удовлетворять следующим основным требованиям: должны быть известны зоны силовых элементов, в которых могут происходить повреждения в период эксплуатациивсе зоны возможных повреждений должны быть контролепригодными, т. е. осматриваемыми визуально или с применением неразрушающих методов контроля (ультразвук, рентген и др.) ' остаточная прочность конструкции с допустимыми трещинами должна быть не ниже минимальной нормируемой величиныскорость развития усталостных трещин не должна превышать определенных заданных ограничений, которые обеспечивают надежное обнаружение трещин при периодических осмотрахпериодичность осмотров и разрешающая способность средств дефектоскопии должны обеспечивать надежное обнаружение допустимых повреждений .
• Эксплуатационная живучесть включает в себя два принципа: безопасность разрушения (fail-safe) и допустимость повреждения (damage tolerance). Безопасность разрушения есть свойство конструкции обеспечивать требуемую (нормируемую) остаточную прочность после частичного или полного разрушения основного силового элемента, которое обнаруживается при частых визуальных осмотрах конструкции. Допустимость повреждения — это свойство конструкции обеспечивать требуемую остаточную прочность при наличии повреждения до тех пор, пока такое повреждение не будет обнаружено с помощью неразрушающих методов контроля при сравнительно редких периодических формах контроля. Принцип эксплуатационной живучести обеспечивает повышение надежности летательных аппаратов за счет осмотров конструкции и дает возможность увеличивать их ресурс в 1.5 -т-2 раза по сравнению с принципом безопасного ресурса (safe life), который не допускает образование трещин в эксплуатируемых конструкциях. Для обеспечения безопасности эксплуатации по условиям живучести должны быть удовлетворены требования по длительности роста усталостных трещин и по остаточной прочности поврежденной конструкции. На этапе проектирования летательного аппарата эти требования обеспечиваются за счет применения конструктивных материалов с высокими характеристиками трещиностойкости, за счет конструктивных и технологических решений, за счет выбора соответствующего уровня напряжений. В период эксплуатации летательного аппарата требования к живучести обеспечивается за счет соответствующего регламента технического обслуживания конструкции и применения средств контроля.
В отечественном самолетостроении вопрос о живучести конструкций впервые бал поставлен в 40-вые годы в работах ЦАГИ Н. И. Мариным [1]. Он построил кривые усталости сварного узла из стали 30XFCA до образования трещин и до разрушения. Марин отметил, что «постепенность развития появившейся трещины в некоторых случаях позволяет следить за изменением состояния конструкции в эксплуатации. Такое, постепенно намечающееся разрушение, конечно, легче обнаружить, чем разрушение от усталости». В последующие годы Н. И. Марин систематически исследовал задачи выносливости. Под его руководством была разработана методика натурных испытаний на выносливость авиационных конструкций. С начала 50-ых годов эти испытания стали обязательными для определения ресурсов самолетов всех классов, тогда как за рубежом такие испытания были введены в 1954 г лишь после двух катастроф самолетов «Комета», произошедших из-за усталостного разрушения герметических фюзеляжей.
В результате анализа причин катастрофы самолетов «Комета» в Нормы прочности самолетов США были введены в 1957 году требования к живучести (fail-safe). Нормативные требования обеспечения fail-safe привели к развернувшимся за рубежом обширным исследованиям проблемы прочности авиационных конструкций с трещинами [2]. Для решения проблем живучести в самолетостроении была внедрена в конце 60ь, х — начале 70ых годов линейная механика разрушения [3,4]. В 1972 году вышла печатная работа [5], в которой впервые в СССР было проведено некоторое обобщение вопросов эксплуатационной живучести самолетных конструкций. В 1974 году в издательстве «Наука» была опубликована первая отечественная монография по механике разрушения [6]. В последующие годы было опубликовано несколько книг отечественных авторов [7,8,9] и зарубежных [10,11] по вопросам разрушения металлов и элементов конструкций. Но обширные систематические расчетно-экспериментальные исследования живучести конструкций отечественных самолетов были начаты в ЦАГИ в 1972 году после катастрофы пассажирского самолета Ан-10А из-за многоочаговых усталостных трещин. В 1976 году в Нормы прочности гражданских самолетов СССР (НЛГС-3) были введены требования к живучести конструкций. Обобщение результатов этих исследований опубликовано в работах [12, 13]. Применение вероятностных методов при решении вопросов живучести самолетных конструкций изложено в работе [14]. Актуальность работы.
Актуальность задач живучести возросла в последние годы в связи с необходимостью обеспечения безопасности конструкции стареющих, т. е. длительно эксплуатируемых самолетов. К настоящему времени многие типы самолетов России (Ту-134А, Ту-154Б, Ил-18, Ил-62, Ил-76, Ан-12, Ан-24, Як-40) и зарубежных самолетов (Боинг 707, Боинг 737, Боинг 747, DC-8, DC-9, DC-10, L1011, F28, АЗОО) превысили в 1.5ч- 2 раза свои проектные ресурсы и сроки службы. Так как в ближайшее время невозможно полностью заменить старые типы самолетов новыми, то приходится продлять ресурсы и сроки службы старых самолетов сверх проектных значений. Для таких стареющих самолетов приходится решать вопросы живучести конструкций с многоочаговыми усталостными повреждениями, исследовать вопрос о возможном снижении характеристик трещиностойкости и сопротивления усталости конструкции в процессе длительной эксплуатации самолетов.
Несмотря на значительные успехи в исследованиях проблемы живучести конструкции самолетов, катастрофы самолетов из-за усталостных трещин продолжали происходить. В 1977 году произошла катастрофа самолета Боинг 707 из-за усталостной трещины в поясе лонжерона горизонтального оперения. В 1979 году потерпел катастрофу самолет Макдонел-Дуглас из-за усталости узла крепления двигателя к пилону. В 1988 г. — катастрофа самолета Боинг 737 из-за многоочаговых трещин в продольных стыках обшивки герметического фюзеляжа. В 2002 году произошли катастрофы старых противопожарных самолетов Локхид С-130А и РВ4У-2 из-за усталостных трещин в крыле. Крыло самолета С-130А разрушилось из-за усталостной трещины в обшивке. Крыло самолета РВ4У-2 разрушилось из-за усталостной трещины в поясе лонжерона.
Все отмеченные ранее катастрофы самолетов свидетельствуют о том, что проблема обеспечения безопасной эксплуатации стареющих самолетов является одной из важных проблем авиации в современных условиях.
• За рубежом, в связи с актуальностью проблемы обеспечения эксплуатационной живучести конструкций летательных аппаратов, в США раз в два года Федеральная авиационная администрация (FAA), Национальная администрация по аэронавтике и космосу (NASA) и Министерство обороны США (DoD) проводят совместную конференцию по стареющим самолетам, на которых рассматриваются вопросы живучести и многоочаговых повреждений самолетных конструкций. Так же раз в два года проводится международная конференция по усталости ICAF, на которой большое внимание уделено вопросам обеспечения живучести самолетов и методам их решения.
Применительно к проектируемым самолетам на современном уровне ставится задачи снижения веса их конструкций на 15−20%. Для решения этой задачи необходимо совершенствовать методы расчета скоростей роста усталостных трещин, методы расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций, исследовать возможность обеспечивать безопасность конструкции с коррозионными повреждениями.
Цель работы.
Проектный ресурс, начало и периодичность контроля конструкций самолета в эксплуатации определяются длительностью роста усталостных трещин в основных силовых элементах от начальных трещин, эквивалентных производственным дефектам, до допустимых размеров трещин при эксплуатационных спектрах переменных нагрузок. Во всех случаях длительность роста трещин должна определятся при нерегулярных спектрах переменных нагрузок с учетом взаимодействия нагрузок различной амплитуды. На сегодня предложено несколько моделей расчета роста трещин при переменных нагрузках. Однако универсальной модели расчета нет.
•Анализ современного состояния проблем живучести показал так же необходимость уточнения методов расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций. В общепринятых методах расчета остаточной прочности конструкций, представляющих собой обшивку, подкрепленную стрингерами (шпангоутами), не учитывается стабильное подрастание трещины в обшивке при нагружении конструкции статической нагрузкой. Пренебрежение в расчетах таким подрастанием трещин приводит к значительному снижению точности, и в ряде случаев к неопределенности в том, какой элемент является критическим по условиям остаточной прочности — обшивка или стрингер. Использование таких приближенных методов при анализе живучести самолетных конструкций приведет к значительным погрешностям.
Для обеспечения безопасной эксплуатации конструкций длительно эксплуатируемых самолетов важно определить остаточную прочность продольных стыков обшивки герметических фюзеляжей с многоочаговыми трещинами. Расчет разрушения продольных стыков внахлест представляет довольно сложную задачу из-за влияния изгибов при растяжении продольных стыков. Применение существующих критериев остаточной прочности конструктивных элементов с многоочаговыми трещинами сложно для расчетов натурных конструкций. Требуется установить более простые критерии остаточной прочности.
При обеспечении безопасной эксплуатации стареющих самолетов возникает вопрос о влиянии длительной эксплуатации самолета на усталостные свойства конструкционного материала, существует ли деградация этих свойств, обусловленная действием циклических нагрузок, коррозии и возможного «старения» материала.
•В связи с перечисленными выше основными проблемами, возникающими при обеспечении живучести самолетных конструкций^ были поставлены следующие задачи :
— провести расчетно-экспериментальное исследование скорости роста трещин в крыле самолета при нерегулярных спектрах нагружения.
— провести анализ применимости одной из модели расчета длительности роста усталостных трещин при реальном спектре нагрузок.
— разработать метода расчета остаточной прочности подкрепленной конструкции.
— определить критерий остаточной прочности конструкции с многоочаговыми усталостными повреждениями.
— исследовать влияние длительной эксплуатации на трещиностойкость материала .
Научная новизна.
В результате проделанной работы автором были получены следующее:
— Проведен анализ существующих моделей расчета длительности роста трещин. Была исследована обобщенная модель Уилленборга расчета роста трещин при нерегулярном спектре нагружения широкофюзеляжного самолета. Дана оценка ее применимости.
— Определены характеристики роста усталостных трещин при регулярных и нерегулярных (квазислучайных) спектрах напряжений в плитах из современных авиационных алюминиевых сплавов 2324-Т39 (типа 1163Т7) и 7055-Т77 (типа В96цЗ), применяемых для обшивки нижней и верхней поверхности крыла самолета соответственно.
— Разработан новый метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых, который дает возможность значительно повысить точность расчета.
— Проведено сравнение результатов расчета по разработанному методу с экспериментальными данными по остаточной прочности клепаных и монолитных панелей фюзеляжа самолетов Ил-86, ДС-10 и крыла самолета Ан .
— На основе экспериментальных исследований определены численные значения критерия остаточной прочности продольных стыков внахлест обшивки фюзеляжа из алюминиевого сплава 2024;ТЗ (типа Д16АТВ) с многоочаговыми трещинами ,.
— Проведено экспериментальное исследование по выявлению и количественной оценки эффектов деградации конструкционного материала длительно эксплуатируемого самолета. Путем применения отжига испытательных образцов доказана деградация характеристик циклической трещиностойкости обшивки крыла из алюминиевого сплава Д16АТВ.
Достоверность результатов ,.
Подтверждается значительным объемом экспериментальных исследований в ЦАГИпроверкой этих данных в авиационных фирмах Ильюшина, Туполева, Боинг, Эйрбас, которые выступали в роли заказчиков работобсуждениями на международных конференциях ЦАГИ, ICAF, 1С AS, NASA/FAA/DoD.
Практическая значимость.
Использование разработанного автором метода расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций на основе R-кривых материала и уточненной модели роста трещин при нерегулярных нагрузках позволяет значительно повысить точность расчетов характеристик живучести конструкций проектируемых и эксплуатируемых летательных аппаратов.
Результаты исследований деградации трещиностойкости материалов обшивки крыла и фюзеляжа использовались на фирме Туполева и Ильюшина при уточнении регламентов контроля конструкций длительно эксплуатируемых самолетов.
На защиту выносятся:
— результаты исследования скорости роста усталостных трещин в плитах из улучшенных (новейших) алюминиевых сплавов верхней и нижней поверхности крыла при типизированном спектре нагружения крыла широкофюзеляжного пассажирского самолета.
— Метод расчета остаточной прочности подкрепленной конструкции с использованием R-кривой материала обшивки.
— Экспериментальный критерий остаточной прочности стыка внахлест фюзеляжной обшивки с многоочаговыми трещинами. Результаты исследований деградации характеристик скорости роста трещин в материале обшивки крыла и фюзеляжа.
Личный вклад автора.
Диссертационная работа выполнена на основании специальных целевых экспериментов, проведенных в ЦАГИ в научно-исследовательском отделении ресурса конструкций летательных аппаратов. В этих экспериментах автор принимал непосредственное участие. Автором проведены обработка и анализ экспериментальных данных, разработаны программы расчетов. Автором разработан новый метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых материала обшивки.
Реализация работы.
Выполненная работа непосредственно связана с тематическими планами ЦАГИ и с выполнением контрактов ЦАГИ.
• Апробация работы.
Материалы, представленные в диссертационной работе, докладывались и обсуждались на следующих научно-технических конференциях:
— научно-технические конференции МФТИ (Жуковский 1998, 1999, 2000, 2001) ¦
— 53 Межвузовская студенческая научная конференция ВУЗов (Москва, РГУ нефти и газа им И. М. Губкина, 20 -22 апреля 1999) ¦
— Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники» (Жуковский — Москва, 23−26 мая 2000r) j.
— Школа-семинар молодых ученых и специалистов «Актуальные проблемы аэрокосмической науки» (Жуковский, 26−28 апреля 2001.
— бой Международный симпозиум «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки» (Жуковский, 14−19 августа 2001г) •.
— 23ии Международный конгресс по аэронавтическим наукам ICAS 2002 (Торонто, Канада, 8−13 сентября 2002 г) •.
— 6ая совместная конференция Федеральной авиационной администрации (FAA)/ Национальной администрации по аэронавтике и космосу (NASA)/ Министерства обороны США (DoD) по стареющим самолетам (Сан-Франциско, США, 16−19 сентября 2002)'.
— 22ой симпозиум Международного Комитета по Усталости в Аэронавтике ICAF 2003 (Люцерна, Швейцария, 5−9 мая 2003).
Доклады автора диссертации были признаны лучшими :
— на Школе-семинаре молодых ученых и специалистов «Актуальные проблемы аэрокосмической науки», секция Прочность и аэроупругость летательных аппаратов (Жуковский, 26−28 апреля 2001).
— на бом Международном симпозиуме «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки», секция молодых ученых и специалистов в области авиационной науки и техники (Жуковский, 14−19 августа 2001).
— на 23ем Международном конгрессе по аэронавтическим наукам ICAS 2002 (Торонто, Канада, 8−13 сентября 2002), секция аспирантов .
Публикации.
По материалам диссертации опубликовано 2. печатных работ. Список опубликованных работ приведен в конце диссертационной работы.
Структура и объем работы.
Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка используемой литературы. Объем диссертации1§ 2иСтраниц, в том числе 99 текста, .таблиц, 59рисунков. Список используемой литературы содержит 73 наименовании.
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ.
1 Проведен анализ современного состояния отечественных и зарубежных исследований, методов и моделей расчета скорости роста трещин в конструкции самолетов и авиационных алюминиевых сплавов и остаточной прочности авиационных конструкций. Проведен анализ современного состояния отечественных и зарубежных исследований деградации характеристик трещиностойкости материалов после их длительной эксплуатации. Определены актуальные задачи исследований в этих направлениях.
2 На основе анализа обобщенной модели Уилленборга разработана программа расчета скорости роста трещин при регулярных и нерегулярных нагрузках.
3 Проведены эксперименты по определению скорости роста трещин при регулярных нагрузках в образцах плит из улучшенных алюминиевых сплавов 2324-Т39 (аналог отечественного 1163Т7) и 7055-Т77 (аналог В96цЗ), применяемых для обшивки нижней и верхней поверхностях крыла соответственно. По данным этих экспериментов определены характеристики материалов в виде констант в зависимостях скорости роста усталостной трещины от коэффициента интенсивности напряжений и асимметрии цикла напряжений (например, в формуле Уолкера).
4 Выполнены расчетно-экспериментальные исследования скорости роста трещин при нерегулярных (квазислучайных) спектрах напряжений в образцах из тех же плит, упомянутых ранее. Испытание образцов проведено при типизированном спектре нагружения крыла широкофюзеляжного самолета типа Боинг 767. Расчеты скорости роста усталостных трещин были выполнены по линейной модели и по обобщенной модели Уилленборга ;
— линейная модель дает консервативную оценку длительности роста трещин с коэффициентом порядка 1.5 для нижней поверхности крыла, где преимущественно растягивающие напряжения. Это свидетельствует о преобладании эффектов торможения в нижней поверхности крыла '.
— линейная модель завышает расчет длительности роста трещин в верхней поверхности крыла, где преимущественно сжимающие напряжения, приблизительно в 4 раза. Это указывает на преобладание эффектов ускорения роста усталостной трещины в верхней поверхности крыла '.
— обобщенная модель Уилленборга дает незначительную консервативную (примерно 10%) оценку длительности роста усталостной трещины в нижней обшивке крыла, и завышенную примерно на 25% для верхней обшивки крыла «.
5 Разработан новый метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с трещиной в обшивке при помощи R-кривых материала обшивки. Для апробации метода расчета экспериментально была определена кривая сопротивления роста трещины при статическом нагружении (Кя-кривая) материала обшивки фюзеляжа из алюминиевого сплава 2024;ТЗ (аналог Д16АТВ). Испытания проведены в соответствии со стандартом ASTM Е561−94. Выполнено сравнение расчетных значений остаточной прочности по разработанному методу с опубликованными экспериментальными значениями остаточной прочности натурных монолитных и клепаных панелей крыла и фюзеляжа самолетов Ил-86, DC-10, Ан. Расхождение расчетных данных с экспериментальными составляет 1−5%.
6 Предложен критерий оценки остаточной прочности продольного стыка внахлест обшивки фюзеляжа с многоочаговыми усталостными трещинами. Критерий предложен на основе экспериментов по определению остаточной прочности образцов стыков внахлест обшивки из сплава 2024;ТЗД. По данным этих экспериментов определены численные значения остаточной прочности таких соединений с многоочаговыми повреждениями. Значения разрушающих напряжений в сечении нетто равны примерно 50% от значений предела текучести материала обшивки.
Проведены экспериментальные исследования деградации свойств трещиностойкости алюминиевых сплавов типа Д16АТ после длительной эксплуатации. Проведено сравнение длительностей и скоростей роста трещин в образцах, вырезанных из обшивки крыла и фюзеляжа длительно эксплуатировавшихся самолетов, и из листов тех же марок, взятых со склада. Часть образцов из старых и новых материалов подвергалась отжигу при 400 °C, после чего определялись характеристики трещиностойкости. В результате проведенных исследований можно заключить следующее: влияния длительной эксплуатации на скорость роста трещин не обнаружено в обшивке фюзеляжа самолетов Ту-154Б, Ил -18 и Ан-12- в обшивке фюзеляжа самолета A310 и обшивке крыла самолета Ил-18 и Боинг 707 выявлено уменьшение длительности роста трещин в 2−6 раз после эксплуатацииналичие деградации характеристик скорости роста трещин в обшивке крыла подтверждено отжигом материала, который частично устраняет эффекты деградацииотжиг не оказал существенного влияния на скорость роста трещин в обшивке фюзеляжа самолета Ту-154Б и в образцах из «новых», т. е. со склада, материалов обшивки фюзеляжа и крылаотжиг образцов из обшивки крыла самолета Ил-18 и Ту-134А привел к увеличению в 2.5 раза значений длительности роста трещин, которые стали близки к исходным значениям длительности роста трещин образцов из материала со склада (при заданных режимах нагружения) <
Результаты исследований, проведенные автором и изложенные в диссертационной работе, опубликованы в следующей литературе:
1 Нестеренко Б. Г, «Методы расчета скоростей роста усталостных трещин». Тезисы докладов XLI научной конференции МФТИ, Часть 2, Москва-Долгопрудный 1998, с 151.
2 Нестеренко Г. И., Коновалов В. В., Нестеренко Б. Г. Отчет «О результатах испытаний образцов из обшивки листов Д16АТ из материала в состоянии поставки и после длительной эксплуатации», DASA — Даймлер Бенц Аэроспейс Айрбас, АНТ К им. А. Н. Туполева, ЦАГИ, 1998 ,.
3 Нестеренко Б. Г «Трещиностойкость и деградация конструкционных материалов», тезисы докладов, 53 Межвузовская конференция РГУ нефти и газа имени Губкина, 20 апреля 1999, с 28 .
4 Нестеренко Б. Г «Расчетно-экспериментальные исследования роста усталостных трещин», Тезисы докладов. XLII научная конференция МФТИ, Москва-Долгопрудный 1999, с 54.
5 Нестеренко Г. И. Козлов А.Г., Нестеренко Б. Г., Балашов В. В., Де Ч. Отчет «Experimental Study of Fatigue Crack Growth», Boeing/TsAGI Project, 1999 ,.
6 Нестеренко Б. Г, «Исследование роста трещин при регулярных и нерегулярных нагрузках », тезисы докладов Международной научно-технической конференции молодых ученых и специалистов «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», Жуковский-Москва^б мая 2000/с 211 —212.
7 Нестеренко Б. Г. Методика получения R-кривых для конструкционных материалов. Тезисы докладов школы-семинара молодых ученых и специалистов «Актуальные проблемы аэрокосмической науки», 26−28 апреля 2001 г-с57 ,.
8 Нестеренко Б. Г. Расчет остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых материала обшивки. Труды 6 го Международного научно технического симпозиума «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки», Жуковский, 14−19 августа 2001 г Издательство ЦАГИ с 386^.
9 Нестеренко Б. Г. Остаточная прочность продольных стыков обшивки герметических фюзеляжей с многоочаговыми трещинами. Тезисы докладов XLIV Научно-технической конференции МФТИ «Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук» Часть VI, Москва-Долгопрудный^ 23−30 Ноября 200с 9 ,.
10 Nesterenko B.G. Analytically-experimental Study of Damage Tolerance of Aircraft Structures. Proceedings of the 23rd International Congress of Aeronautical Sciences ICAS2002, Toronto-Canada?8−13 September 2002,.
11 Nesterenko B.G. Nesterenko.GI. Residual strength analysis of the stiffened structures with WFD, MSD and single crack. Proceedings of the 6th Joint FAA/DoD/NASA conference on Aging Aircraft, San Francisco CA, September 16−19, 2002 .
12 Нестеренко Б. Г. Метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций при помощи R-кривых. Труды ЦАГИ, Выпуск 2.6.58,2002, стр 221−228 ,.
13 Нестеренко Б. Г. Метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций при помощи R-кривых. Научно-технический отчет ЦАГИ, 2001, Жуковский 2002fc. 341−342 .
14 Nesterenko B.G. Analysis of stiffened structure residual strength using R-curves of the skin material. Thesis jf the International conference on aeronautical fatigue ICAF 2003. Luerne, Switzerland 5−9 May 2003 p58, полный доклад в печати).
