Повышение усталостной долговечности высоконагруженных зон конструкций самолетов и качества их стендовых испытаний

Значение воздушного транспорта для народного хозяйства страны-трудно переоценить. Поскольку 70% территории России лишено наземных и водных путей: сообщения, роль авиационной промышленности (АП) в развитии экономики, страны и, как следствие, в укреплении позиций Российской Федерации (РФ) в системе международных экономических отношений весьма велика.

Дляопределения основных направлений, целей и приоритетовразвития авиационной промышленности России, на ближайшие годы Правительством Российской: Федерации было принято постановление об утверждении Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 — 2010 годы и на период до 2015 года» (Программа) [1].

Система программных: мероприятий? [1] предусматривает проведение опытно-конструкторских и научно-исследовательских-работ, в области авиационной. техники (AT), техническоеперевооружение и развитие производства гражданской AT на основе информационных.- технологических процессов и дальнейшее1 совершенствование экспериментально-испытательнойбазы ж методов экспериментальных исследований, ¦ .

Особенностью воздушного транспорта’являются повышенные требования к его надёжности и безопасности эксплуатации: Всвязи: с чем, при проведении опытно-конструкторских работ Авиационнымиправилами- (АП) [2, 3] предусматривается осуществлять отработку прочностных характеристик материалов, агрегатов* и натурных конструкций проведением большого объёма стендовых статических и усталостных испытанийтребующих длительных сроков исследований й больших финансовых вложений. Также особое внимание для обеспечения прочности конструкций отводится комплексу расчётных исследований.

Обеспечение прочности летательного аппарата (J1A) в процессе его проектированиями испытаний является важной и сложной задачей. В современном понимании прочность ЛА — это способность его конструкции сохранять целостность во всех ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного срока службы. Проектирование рациональной по условиям прочности конструкции JTA является комплексной-задачей, которая* должна обеспечить одновременное удовлетворение требованиям статическойпрочности, выносливости и живучести конструкции, а также условиям безопасности от флаттера, дивергенции и. реверса органов управления.

Важнейшим свойством^ характеризующим надёжность авиационнойтехники-, является долговечность конструкции, определяющая ресурс и календарный срок, службы. Ресурс самолёта — это продолжительность безопаснойэксплуатации самолёта (от начал, а до прекращения его эксплуатации), выражаемая в часах налёта или числе полётов. Ресурсавиационной техники в значительной степени определяетсясопротивлением усталости конструктивных элементов. Под усталостью конструкции [4 — 7] понимают уменьшение прочности силовых элементов, возникающее под действием1 переменных нагрузок. Это: явление связано с постепенным накоплением повреждений, приводящих к образованию и развитию трещин и разрушению конструкции;

Проблема усталости металлов известна уже более полутора веков: Работа немецкого учёного А. Веллера в 1863 году об^ исследовании разрушений стальных образцов переменными нагрузкамименьше разрушающих при статическом нагружении стала началом систематических исследований сопротивления усталости элементов конструкцийподверженных действию переменных во времени нагрузок. До тридцатых годов двадцатого столетиядля, авиационных конструкций усталость не представляла большой опасности, так как для самолётов того времени удовлетворение требований статической прочности автоматически обеспечивало необходимую выносливость конструкции. Первые проблемы с обеспечением усталостной долговечности были связаны с подмоторными рамами, нагруженными вибрационными нагрузками при работе винтовых мото-. ров. Особо остро проблема сопротивления усталости встала в пятидесятые годы в связи с проектированием больших пассажирских и транспортных самолётов, рассчитанных на большие сроки службы. Катастрофы, происшедшие в это время по причинам недостаточной-выносливости конструкций самолётов, явились толчком для проведения работ по исследованию поведения конструкций, подверженных влиянию переменных нагрузок, и создания специальных подразделений в авиационных научно-исследовательских и проектно-конструкторских организациях всего мира. Основной задачей этого направления авиационной прочности является обеспечение необходимого ресурса самолёта.

Условия эксплуатации конструкций авиационной техники отличаются от условий эксплуатации конструкций других изделий машиностроения рядом особенностей. Среди основных особенностей авиаконструкций можно выделить [8]: силовые элементы авиационных конструкций работают в условиях высокой нагруженности, что приводит к ускоренному развитию поврежденийиспользование в самолётостроении высокопрочных материалов приводит к относительному ухудшению характеристик выносливостиналичие в самолётных конструкциях большого числа различных концентраторов напряжений способствует образованию и развитию усталостных повреждений.

В связи с этим методы расчётов долговечности и сертификации самолётов обладают определённой спецификой. Для самолётных конструкций изменение прочности в процессе эксплуатации можно характеризовать величиной остаточной прочности, которая равна статической прочности конструкции JIA в момент времени t после действия переменных нагрузок в течение предыдущего времени эксплуатации.

На рисунке В.1 представлено изменение остаточной прочности в зависимости от времени эксплуатации самолёта t. Падение остаточной прочности конструкции связано с образованием и ростом повреждений силовых элементов в процессе эксплуатации. Развитие повреждений можно условно представить длиной трещины / в силовых элементах в зависимости от времени эксплуатации t (рисунок В.2). л н о о к и1 о а, и § и.

U1 о s н о О О tp t.

Рисунок В.1. Изменение остаточной прочности конструкции в процессе эксплуатации кр л к i.

L> «.

Я S о tp t.

Рисунок В.2. Изменение длины трещины в конструкции в процессе эксплуатации.

Процесс накопления повреждений можно разделить на три стадии. На первом этапе t < (скрытый период накопления повреждений) действие переменных внешних нагрузок не приводит к образованию видимых повреждений (/ ~ 0), и остаточная прочность практически не изменяется. На втором этапе to < tp возникшая усталостная трещина увеличивается с возрастающей интенсивностью. Остаточная прочность падает из-за уменьшения сечения силовых элементов. На третьем этапе (t = tp) трещина достигает критической длины /Кр для данного типа переменных внешних нагрузок и происходит разрушение конструкции.

Проектирование конструкции самолёта должно обеспечить величину ресурса не ниже заданного заказчиком. По мере совершенствования авиационной техники совершенствовались и методы обеспечения ресурса конструкции. Если до 70-х годов прошлого столетия самолёты проектировались по условию обеспечения безопасного ресурса (эксплуатация самолёта производится в интервале t < to) то для современных самолётов, для которых потребные ресурсы эксплуатации выросли, обеспечить для них безопасный ресурс становится крайне трудно. В связи с этим в эксплуатации допускается возникновение частичных повреждений конструкции при обеспечении должного контроля за безопасностью полётов. Эксплуатация при to < t < t-p называется эксплуатацией по условиям живучести конструкции. При этом возникающие повреждения должны быть безопасными, то есть такими, при которых конструкция сохраняет необходимый уровень остаточной, прочности и выносливости в пределах назначенного ресурса.

Требования обеспечения необходимого ресурса конструкции должны учитываться с самых ранних этапов проектирования самолёта. При создании новой конструкции стремятся использовать усовершенствованные материалы и полуфабрикаты с улучшенными свойствами сопротивления усталости и трещи-ностойкости. Оценка характеристик новых материалов производится по результатам испытаний* конструктивных образцов на усталость, распространение усталостных трещин и остаточную прочность. Аналогичная работа проводится и для выбора основных типов соединения. Основной характеристикой сопротивления усталости являются кривые усталости полуфабрикатов, которые строятся по результатам испытаний образцов, вырезанных из этих полуфабрикатов при повторно-статическом симметричном или отнулевом нагружении. Основным типом образцов является полоса с отверстием, являющаяся простейшей моделью конструктивного элемента. Целесообразность использования такого образца основана на сопоставлении результатов испытаний различных конструктивных зон самолёта (соединение стрингеровлонжеронов, нервюр с обшивкой-и т.д.). Кривые1 усталости полосы с отверстием1 совпадают с кривыми усталости конструктивных регулярных зон-конструкции и поэтому используются? для-определения усталостной долговечности элементов конструкции самолёта.

На, этапе проектирования, когда отрабатываются конструктивные решения основных силовых элементовучёт сопротивления усталости" [9 — 35]' производится выбором допускаемых напряжений по условиям усталостной" долговечности, роста трещин и остаточной прочности. Для* современных конструкций из алюминиевых сплавовиспользующих заклёпочные и болтовые соединения деталей, существует предел напряжений, зависящий* от долговечности, выше которого невозможно обеспечить выносливость конструкции при существующей технологии производства. Этот предел в, первом приближении1 можно-принять за. допускаемые напряжения егдОП при расчётах статической прочности. В процессе рабочего проектирования особое внимание уделяется тщательному конструированию* силовых элементов конструкции. При проектировании силовых элементов, расположенных в труднодоступных для* осмотров местах, незначительные дефекты, возникающие в процессе1 производства? или< эксплуатации, не должны достигать критических размеров в течение всего сро t ка службы, либо в период между капитальными ремонтами, когда при осмотрах можно обеспечить надёжный контроль целостности конструкции. Силовые элементы конструкции, более доступные для контроля/ во время регламентных работ, проектируются по условиям обеспечения безопасного роста трещин в период между регламентными операциями контроля.

Подтверждение ресурса самолёта производится с помощью> усталостных испытаний натурной конструкции и её агрегатов. Основное назначение этих испытаний связано с сертификацией самолёта, подразумевающей установление соответствия конструкции требованиям Норм лётной годности самолёта (НЛГС). При проведении ресурсных испытаний производятся периодические осмотры контроля целостности конструкции. После прекращения испытаний проводитсяразборка конструкции и дефектация конструктивно-силовой схемы, направленная на выявление разрушений и оценку опасности этих разрушений и живучести соответствующих силовых элементов. По результатам ресурсных испытаний с учётом информации, полученной в процессе проведения, численных исследований"НДС конструкции, устанавливается начальный ресурс само1 лёта. Продление ресурса производится поэтапно по результатам анализа1 фактических условий эксплуатации, дополнительных данных о нагруженности, а также результатов дополнительных испытаний, на усталость и. живучесть.

Большой вклад в изучение усталостной/долговечности авиационной техники внесли специалисты НИИи ОКБ отрасли: В. И. Абрамов, Н-И. Баранов,.

A.И. Блинов, В. В. Болотин, А. Г. Братухин, С. А1. Вигдорчик, А. З. Воробьёв, И: Б. Герцбах, В. П. Когаев, В. Г. Лейбов, В. Б. Лоим, А. И. Макаревский, Г. И. Не-стеренко, Б. И. Олькин, Ю. В. Парамонов, Е. Л Погребинский, В. Л. Райхер, Т. С. Родченко, М. В1. Савенков, А. Ф. Селихов, С. В. Серенсен, О. С. Сироткин,.

B.Н. Стебенев, М'.Н. Степнов, В. Е. Стрижиус, Ю. А. Стучалкин, B.C. Шапкин, Е. В. Шахатуни, В. П. Шунаев, К. С. Щербань, И'.С. Яблонский. и многие другие.

В 70 — 80 годы прошлого* столетия в «ЦАРИ под руководством’А.Ф: Селихова была создана отраслевая система обеспечения ресурса конструкции летательного аппарата на всех этапах его проектирования’и эксплуатации. А. Ф. Селихов был первым в СССР, кто поставил в замкнутой чёткой формулировке задачу обеспечения ресурса самолёта на этапе проектирования, то есть, по существу, с его помощью были полностью пересмотрены принципььпроектирования И' обеспечения ресурса [36 — 44]. Если раньше считалось возможным проектировать самолёт по критериям статической прочности, а требуемый ресурс обеспечивать доработками, то после комплекса работ, проведённых под руководством А. Ф. Селихова, проблема обеспечения ресурса и надёжности приобрела новое качество. Учёными и конструкторами было» показано, что ресурс должен обеспечиваться на этапе проектирования соответствующими конструктивно-технологическими мероприятиями, выбором конструкционных материалов, учётом опыта эксплуатации прототипов, что, в конечном счёте, позволяет с достаточной точностью прогнозировать долговечность конструкции.

Под руководством А. Ф. Селихова был разработан системный подход к обеспечению долговечности и живучести самолётов на всех стадиях проектирования, экспериментально-расчётных исследований (в частности, наземных стендовых ресурсных испытаний натурных конструкций и их агрегатов, взаимосвязанных с расчётными исследованиями ресурсных характеристик) и эксплуатации. Проблема ресурса рассмотрена как задача рационального выбора типа и параметров конструкции при заданной продолжительности эксплуатации и ограничениях по безопасности, надёжности и эксплуатационной технологичности. А. Ф. Селиховым предложены и обоснованы количественные критерии безопасности, надёжности и эксплуатационной технологичности, позволившие с единых позиций получить практически приемлемое решение поставленной задачи.

Применяемые в настоящее время принципы обеспечения безопасности эксплуатации авиационной техники в качестве обязательного элемента предусматривают периодический контроль состояния основных силовых элементов конструкции планера, который осуществляется во время выполнения регламентных работ по техническому обслуживанию JIA. Контрольные операции (осмотры, контроль с использованием методов неразрушающего контроля) должны обеспечивать обнаружение эксплуатационных дефектов (усталостных трещин, коррозии, механических повреждений) на достаточно ранней стадии их развития с тем, чтобы исключить возможность аварийной или катастрофической ситуации из-за развития дефектов.

Необходимо отметить, что определяющую роль в изучении основных принципов обеспечения усталостной долговечности авиационных конструкций внесён ведущими специалистами ЦАГИ. Так в частности в работах Г. И. Несте-ренко [45 -53] приводятся методики и результаты расчётно-экспериментальных исследований длительности роста трещин, рассмотрены вопросы остаточной прочности конструкций с обширными усталостными повреждениями. В работах даны обоснования безопасности эксплуатации стареющих самолётов с учётом' данных, потрещиностоикости и деградации характеристик сопротивления! усталости’сплавов. Для обеспечения? безопасности^ эксплуатации* конструкций, обладающихсвойствами: эксплуатационной* живучести* рассматривается: развитиенормативных, требованийнаправленных, на повышение сопротивления усталости и живучести самолётных конструкций путём использования принципов безопасного ресурса, безопасного разрушепия и допустимости разрушений.

В СибНИА существенный^вклад в исследование усталостной долговечно-, сти самолётов на этапе стендовых лабораторных испытаний и при проведении численных, исследований? был. внесён, коллективами! сотрудников под руководством А. Д1 ЛисуноваЭЖ Ожеховского^ HiMi Иёстова, Л! И* Приказчика, и МЖРябйновш[5^-65]: V '.

Основными методами исследования статической прочности и усталостной долговечностиявляются исследования- .осуществляемые: прш проведении натурныхиспытанийсамолётаи/илиегоагрегатовирасчётныеисследования.. Проведение натурных испытаний является-определяющим условием для изучения прочностных характеристик конструкций? ЛА^. Начиная-с 1952 года, в СибНИА было испытано."большое количество — 200) * гражданских т военных самолётов^их-агрегатов5[66—88]| .'. •.

Основными целями^ [89— 90]^лабораторных стендовых^испытанишявляют-ся: «» ^ -••: • ' - / ¦ экспериментальноеобоснование прочностных характеристик конструкции (статической прочности и ресурса) —. выявление зон конструкции с неудовлетворительными прочностными характеристикамиразработка1 и экспериментальная проверка доработок и усилений конструкции, изменение технологических: процессов-, изготовления* конструкциидля обеспечения^необходимых прочностных характеристикуточнение методов расчёта на прочность.

Повышение качества проводимых стендовых испытаний самолётов предлагает снижение сроков и стоимости их проведения, совершенствование технологии моделирования и воспроизведения? условий? эксплуатации? в лабораторных условиях, использованиесовременных расчётных методов-для? «доводки» конструкции ^ повышение её ресурсных характеристик—вшроцессе испытаний.

Процесс проведения? современных ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций достаточнотрудоемкийшдорогостоящий:.В-зависимости от типа испытываемоголетательного аппарата и видах программы испытаний стоимость таких испытаний составляет десятки и даже сотни миллионов рублей (рисунок В. З). На время проведенияиспытаний^ весьма:-заметно — сказываются простои во времяиспытаний. Наибольшийпроцент простоевпо статистике среди прочих причин составляют простои, связанные с проведением ремонтов копструкции в результате обнаруженияв ней усталостных повреждений, полученныхв процессе испытаний (рисунокВ:4). При этом размеры, повреждений определяют трудоёмкость и сроки' выполнения ремонтов и-, следовательно-.сро-: КИ1 и стоимость проведения испытанийПри неудачном планированишпорядка испытанийи- контролязаконструкцией* великавероятностьполучениям катастрофических разрушений конструкции, которые могут свести к минимуму результаты испытаний. Кроме того, необходимо экспериментально определять скорости развития повреждений в процессе нагружения конструкции от начала их зарождения до величин, близких к критическим. Поэтому одной из целей ресурсных испытаний авиаконс грукций является" выявление усталостных повреждений как можно меньших размеров на ранних стадиях их развития.

В свою очередь увеличение сроков проведения испытаний определяет время задержки ввода в эксплуатацию новой авиационной техники и своевременное выполнение ремонтов и доработок конструкций на серийных заводах, что существенно увеличивает эксплуатационные и производственные затраты.

Кроме того, в процессе подготовки и проведения' испытаний возникает ряд технических и методических вопросов, требующих предварительной оценки нагруженности конструкций в процессе испытаний.

19 300 ад 20 000 та в О.

Ж О.

10 000 и.

Рисунок В. З. Стоимость проведения ресурсных испытаний (в ценах 2008 года): 1 — ресурсные испытания планера самолёта М-101Т «Гжель" — 2 — ресурсные испытания горизонтального оперения самолёта Су-30МКИ- 3 — ресурсные испытания вертикального оперения самолёта Су-30МКИ- 4 — ресурсные испытания планера самолёта Ту-204 на основной случай нагружения с 30 000 до 40 000 программных блоков- 5 — ресурсные испытания узлов навески шасси самолёта Су-27 № 23−205- 6 — ресурсные испытания криволинейных панелей фюзеляжа самолёта RRJ- 7 — ресурсные испытания отсека фюзеляжа с гермошпангоутом № 51 самолёта RRJ т. е.

О н и о.

С— с.

К X а> 2 а> я н к и X о & С.

2 х.

0 Й.

Qk.

50 П 1.

0 к та.

1 а н о 0.

Су-22МЗ М-101Т Ту-204 Ту-154М Ту-154Б Су-34 Су-30 Гжель планер

Изделие.

Рисунок В.4. Процент времени простоя стенда из-за ремонта конструкции Актуальность исследований.

Обеспечение высокого проектного ресурса авиационной техники относится к числу приоритетных направлений развития отечественного авиастроения. Достигнутый уровень научно-технического прогресса позволяет создавать высокоресурсные конструкции и в настоящее время" закладываются условия, при. которых длительность эксплуатации современных пассажирских самолётов должна составлять не менее 20 лет при общем ресурсе планера до 60 000 — 70 000 лётных часов’и более. Основой для* этого служит комплекс мер, применяемых на стадиях проектированияизготовления и эксплуатации самолётов. На стадии проектирования — это выбор рациональных конструктивных схем и материалов, прогнозирование показателей долговечности с использованием расчётных схем, максимально, приближенных к условиям эксплуатации самолёта, с широким привлечением методов1 математического* и физического моделирования. На стадии изготовления* — это тщательный контроль материалов и комплектующих изделий, высокий уровень организации и контроля технологических процессов, промежуточные испытания элементов, узлов и агрегатов самолёта. Применение систем! технического обслуживания, включающих комплекс диагностических и планово-профилактических мероприятийпозволяют снизить^ до минимума вероятность не обнаружения усталостных разрушений в процессе эксплуатации самолёта.

Практическое значение проблемы ресурса весьма велико, и с экономической, точки зрения, увеличение ресурса самолёта приводит к существенной экономииматериалов, энергетических и трудовых затрат. Отмеченные проблемы обеспечения' ресурсапассажирских и транспортных самолётов определяют актуальность темы диссертации и задач, решённых в ней.

Подтверждение ресурса самолёта производитсяс помощью усталостных испытаний натурной конструкции и проведением большого объёма численных исследований. В диссертационной работе показано, чтоповышение качества ресурсных испытаний и сокращения их сроков можно добиться проведением параллельно с реальным экспериментом расчётных исследований [91 — 94], в том числе, виртуального численного эксперимента, при котором просчитываются различные варианты нагружения и конструктивного исполнения деталей и узлов конструкции.

С помощью < виртуального численного эксперимента решаются5 следующие задачи:

1. При подготовке и проведении4 прочностных испытаний крайне важно иметь полную информацию о напряжённо-деформированном состоянии (НДС) конструкции при нагрузках, заданных в программе испытаний. Такая информация необходима для"ресурсных испытаний, когда важно знать наиболее нагруженные зоны конструкции, как потенциальные места* появления усталостных повреждений. Имея результаты НДС выявленных слабых зон конструкции можно’провести предварительную оценку их долговечности, а также дать оценку эффективности ремонтов повреждённых конструкций. Зная расположение наиболее нагруженных зон, можно детально разработать регламент и схему де-фектации1 конструкции, в>процессе испытаний с целью своевременного обнаружения усталостных повреждений на ранних стадиях развития и дальнейшей регистрации скоростей их развития.

2! При< статических испытаниях или* при испытаниях на остаточную статическую прочность-необходим прогноз нагруженности конструкции с целью* предотвращения^ преждевременного разрушения" и определения оптимального порядка проведения1 испытаний,' в" процессе которых конструкция, не доводится на начальных этапах до значительных разрушений, после которых, как правило, отсутствует возможность экспериментальной^ проверки-прочности всех её элементов.

3. Предварительный расчёт НДС перед испытаниями позволяет провести оптимизацию схем тензометрии с точки зрения трудоёмкости, необходимого объёма аппаратуры, а также контроля целостности конструкции.

Для решения поставленных задач расчётные исследования должньк проводиться в максимально короткие сроки и с минимальными допущениями, определяющимися соответствием расчётной схемы реальной конструкции, максимальным соответствием расчётных условий нагружения условиям эксплуатации, а также достаточно точным моделированием условий закрепления при численных исследованиях.

Анализ причин возникновения разрушений, возможностей и путей их предотвращения, а также выявление потенциально опасных зон конструкции до и во время проведения натурных испытаний являются задачами виртуального численного, эксперимента [95 — 98].

В настоящее время расчётные методы исследования общего и местного НДС конструкции основаны на широком использовании метода конечных элементов (МКЭ) [99f— 100]. Применение конечно-элементного анализа даёт возможность создавать компьютерную модель конструкции и моделировать нагрузки, которые будут на неё воздействовать до разработки физического прототипа, что позволяет экономить финансовые средства на этапах исследований, проектирования, технологических разработок и производства. Анализ конструкций с использованием метода конечных элементов является в настоящее время фактическим мировым стандартом для прочностных и других видов расчётов конструкций. Основой этого служит универсальность МКЭ, позволяющая единым способом рассчитывать различные конструкции с различными свойствами материалов [101 —104].

Исследования, проведённые в диссертации, представляют собой часть плановых работ, проводимых в СибНИА в рамках выполнения мероприятий Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 — 2010 годы и на период до 2015 года».

Цель и задачи исследований.

Целями данной работы являются:

Повышение усталостной долговечности критических зон конструкций самолётов на этапе ресурсных испытаний.

Повышение качества, снижение стоимости и сроков проведения испытаний натурной авиационной техники.

Для достижения поставленных целей необходимо решить следующие задачи:

1. Выявить критические зоны конструкций самолётов по критерию усталостной долговечности и провести её расчётную оценку.

2. Выполнить расчётное обоснование эффективности рекомендуемых вариантов ремонта и-доработок повреждённых конструкций.

3: Провестипрогнозирование высоконагруженных зон в обоснование контроля целостности, конструкции и своевременного обнаружения повреждений на ранних стадиях их развития:

4'. Определить, оптимальный, порядок, проведения испытаний* и разработать оптимальные схемы, тензометрии до начала, проведения1 стендовых"испытаний конструкций:

Объект исследования.

Объектами исследования, являютсянатурныеавиационные конструкции, проходящие стендовые статические иресурсныеиспытания.

Методы исследования.

В-' диссертационной* работе использовались. численные и аналитические методы строительной’механики, методы расчёта статической прочности и усталостной-долговечности авиационных конструкций, экспериментальные методьь исследования' напряжённо-деформированного" состояния* натурных самолётов. Анализ общего и* местного НДС авиаконструкций в работе выполнен с помощью метода конечных элементов. В работе, автор руководствовался-нормативными документами авиационной промышленности — Авиационными’правилами [2, 3] и справочными данными^ по" выносливости, конструктивных самолётостроительных сплавов [105 — 106]:

Научнаяновизна исследования.

Усовершенствована методика определения усталостной долговечности, позволяющая повышать ресурс и качество стендовых испытаний конструкций самолётов и основанная на виртуальном, численном эксперименте реальной конструкции.

Виртуальным численным экспериментом определены зоны с низкой усталостной долговечностью, разработаны и обоснованы варианты доработок и ремонтов слабых и повреждённых элементов конструкций самолётов.

Расчётным путём решена задача по обеспечению качества стендовых испытаний натурных конструкций самолётов;

Практическая значимость и реализация результатов исследований.

Результаты, исследований, проведённые в диссертационной работе, позволили повысить усталостную долговечность критических зон конструкций ряда отечественных самолётов на этапе проведения, ресурсных испытаний^ повысить качество, снизить стоимость и сроки проведения испытаний натурной авиационной техники.

Расчётные исследования, усталостной долговечности отсеков центроплана, самолётов Су-27, Су-ЗОМКИ и Су-34 позволили спрогнозировать зоны с низкой усталостной долговечностью, разработать, обосновать и внедрить варианты доработок конструкций: Эффективность доработок была подтверждена* при стен-: довых. ресурсных испытаниях. Разработанныймодифицированныйвариант элементов конструкции в районе узлов навески шасси. самолёта Су-27С позволил повысить усталостную^ долговечность, до 1,5 раз. Изменение конструктивных параметров отсека центропланасамолёта Су-34 привелок увеличению долговечности в 1,5 раза.

Проведено исследование усталостной долговечности стыка крыла с фюзеляжем «самолёта'М101Т, разработан вариант конструктивной доработки стыка и вариант замены материала узлов стыка, что позволило1 увеличить усталостную г долговечность в 2 раза и обосновать проектный ресурс конструкции самолёта. •.

Предварительным анализом НДС планера самолёта Су-ЗОМКИ был предложен необоснован оптимальный. порядок проведения испытаний, что позволило • на начальных этапах проведения прочностных испытании предотвратить преждевременные разрушения, конструкции.

На. основании численного эксперимента и анализа НДС конструкции крыла самолёта Су-ЗОМКИ разработана оптимальная схема монтажа тензодат-чиков на: флапероне, что позволило сократить в. 2 раза трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

Разработана технология" дефектации и. контроля/целостности конструкций-в труднодоступных для осмотров*-зонах самолётов Су-27, Gy-ЗОМКИ* и Су-34 при ресурсных испытаниях узлов* навески шассиа также в элементах хвостовой части фюзеляжа* самолёта, Су-ЗОМКИ при испытаниях оперения. Данные меры позволили^своевременно обнаруживать усталостные повреждений на-ранних стадиях их развития.

Результаты, полученные при выполнении диссертационной-работы, внедрены в1 ФГУП «СибНИА имени. С.А. Чаплыгина», — ОАО ¦ «ОКБ Сухого» и ФЕУП «ЭМЗ'имени-В.'М. Мясищева».

На защиту выносятся:;

Усовершенствованная методика исследований." усталостной долговечности критических зон конструкций* самолётов-, на? основе математических моделей! и-виртуальных численных экспериментов-на, конечно-элементных моделях конструкций, самолётов.

Результаты численных, исследованийусталостной долговечности вы-соконагруженных зон конструкций «самолётов;

Разработанные и расчётным путём обоснованные-варианты ремонта-ш доработок, позволяющих повышать усталостную" долговечность слабых зон-конструкцийсамолётов. Результаты численных исследованийпо обеспечению качества стендовых испытаний посредством-оптимизации" порядка проведения-испытаний, выбора оптимальных схем. тензометрии и * выявления разрушений на ранних стадиях их развития.

Достоверность результатов работы обеспечивается: большим, объёмом полученных расчётных данных и их удовлетворительной сходимостью1 с результатами стендовых испытаний усталостной долговечности натурных конструкций самолётов.

Личный вклад автора.

Диссертационная работа выполнена в научно-исследовательском отделении статической, усталостной и тепловой прочности авиационных конструкций ФГУП «СибНИА имени С. А*. Чаплыгина» в соответствии с планами*научно-исследовательских работ института. Автором осуществлялась постановка задач, выбор методов их решения, расчёты, анализ результатов’исследований и формулировка выводов.

Апробация результатов, исследования.

Основные положения и результаты работы докладывались на:

Г. 1 Г Международной научно — технической конференции. молодых учёных и. специалистов (г. Жуковский* октябрь 2002 г.);

2. Школе-семинаре «Проблемы^ прочности', авиационных» конструкций и материалов" (г. Новосибирск, февраль 2005 г.);

3. Всероссийскойнаучно-технической конференции, посвящённой' 60-летию победы в Великой Отечественной^ войне (г. Новосибирск, НГТУ, апрель 2005 г.).

4. Всероссийской научно-техническойконференции, посвящённой 60-летию отделенийаэродинамики летательных аппаратов и прочностиавиационных конструкций (г. Новосибирск, СибНИА, 2005 г.).

5. Всероссийской, научно-технической, конференции по аэродинамике летательных аппаратов ипрочности авиационных конструкций (г. Новосибирск, СибНИА, 200&-г.).

6. Семинаре отдела механики, деформируемого твёрдого тела Института гидродинамики им-. М: А. ЛаврентьеваСО' РАН (г. Новосибирск, апрель 2009 г.).

7. Семинаре кафедр'" Прочность летательных аппаратов" и «Самолётои вертолётостроения» Новосибирского-государственного технического университета (г. Новосибирск,.апрель 2009 г.):

Публикации.

По материалам диссертации опубликовано 5 печатных работ, из них: 2 статьи в журналах, входящих в перечень изданий, рекомендованных ВАК РФ, 3 — в сборниках трудов Всероссийских научно-технических конференций.

Объём и структура диссертации.

Диссертация состоит из введения, трёх глав, заключения, списка использованных источников из 129 наименований и приложений. Работа изложена на 142 страницах основного текста, включая 103 рисунка и 5 таблиц.

3.3. Выводы.

С помощью численных исследований самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ и Су-34 проведена оценка долговечности зон с низкими характеристиками выносливости. Выработаны рекомендации по проектированию рациональных по условиям выносливости вариантов ремонтов и доводок повреждённых конструкций. Предложенный модифицированный вариант нервюры № 7 самолёта Су-27С позволил, по данным расчёта, повысить усталостную долговечность до 1,5 раз. Для увеличения долговечности в 1,5 раза было предложено увеличить толщину стенки № 2 отсека центроплана самолёта Су-34 с 11 мм до 15 мм.

Выполненный комплекс расчётно-экспериментальных работ по анализу и доводке ресурсных характеристик стыка крыла с фюзеляжем самолёта М101Т позволил повысить усталостную долговечность конструкции. Для обоснования проектного ресурса конструкции самолёта были разработаны следующие мероприятия:

1. По причине нестабильности усталостных характеристик полуфабрикатов материала ВТ22, из которых изготавливались стыковочные фитинги, материал ВТ22 был заменён на сталь 06Х14Н6Д2МБТ, что позволило повысить усталостную долговечность фитингов в 2 раза.

2. Выданы рекомендации по изменению конструктивных параметров стыковочных фитингов, лонжеронов и накладок. Для увеличения долговечности в 5 раз нижнего пояса первого лонжерона по радиусному переходу в сопряжении ребра с полкой было рекомендовано увеличить радиус сопряжения с 4 до 10 мм. Уменьшением толщины ремонтной накладки под пятью крайними болтами с 2,5 мм до 1,5 мм можно добиться увеличения расчётной долговечности в 1,5 раза ремонтной накладки и стенки первого лонжерона в зоне включения накладки.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

В соответствии с поставленными целями и задачами в диссертационной работе получены следующие результаты:

1. Усовершенствована методика расчётных исследований усталостной долговечности критических зон конструкций самолётов в обеспечение повышения их ресурса и качества стендовых испытаний на основе математических моделей и виртуальных численных экспериментов.

2. Для планеров самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ, Су-34 и М101Т определены высоконагруженные зоны конструкций и дан прогноз их расчётной долговечности. Выданы рекомендации по доработкам и ремонтам повреждённых зон, позволяющих снизить концентрацию напряжений и увеличить долговечность конструкции. Разработанный модифицированный вариант элементов конструкции в районе узлов навески шасси самолёта Су-27С позволил, по данным расчёта, повысить усталостную долговечность до 1,5 раз. Изменение конструктивных параметров отсека центроплана самолёта Су-34 привело к увеличению долговечности в 1,5 раза. Замена материала стыковочных фитингов и внедрение рекомендаций по изменению конструктивных параметров зон стыка крыла с фюзеляжем позволили повысить усталостную долговечность планера самолёта М101Т в 2 раза.

3. Предварительный расчётный анализ НДС критических зон конструкций самолётов позволил своевременно обнаруживать разрушения элементов на начальных этапах их развития. Наряду со стендовыми испытаниями, проведёнными в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», расчётными исследованиями было установлено, что при испытаниях узлов навесок шасси маневренных самолётов наиболее нагруженными являются шассийные балки и нервюры центроплана. Максимальные напряжения проявляются в зонах вырезов под стрингеры верхней и нижней панелей центроплана и в зонах отверстий под арматуру топливной системы — высокая концентрация напряжений обусловлена слабой компенсацией вырезов. Численные исследования НДС конструкции самолёта.

Су-3ОМКИ при нагруженииГО и ВО позволили спрогнозировать появление усталостных разрушений в элементах хвостовой части фюзеляжа. .

4. До начала проведениястендовых испытаний планера самолёта Су-ЗОМКИ: был определён оптимальный порядок проведения испытаний, что позволило избежать преждевременного разрушения конструкции* на начальном: этапе проведения комплекса прочностных испытаний.,.

5. Расчётные исследования НДС панелейфлаперона, самолёта Су-ЗОМКИ при нагружении программными нагрузками на остаточную статическую — прочность позволили предложить оптимальные по количеству и, топологии расположения схемы монтажа тензодатчиковчто позволило в 2 раза сократить трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

6. Для оценки влияния граничных условий на. результаты НДС были проведены исследования) для? изолированныхконечно-элементных моделей шассийных балок и моделей балок в составе КЭМпланерасамолётаАнализ проведённых расчётов показал, что разница в полученных результатах составляет 10 — 20%. Были сделаны выводы о том, что с поправкой на выявленную величину погрешности для начального определенияшаиболее нагруженных зон конструкций^ можно использовать результаты численных исследованийУизолированных моделей:

7. Результаты, полученные при выполнении: диссертационной: работы, внедрены в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», ОАО: «ОКБ Сухого» и ФГУП «ЭМЗ имени В.М. Мясищева» и позволили на этапе ресурсных испытаний повысить долговечность высоконагруженных зон конструкций самолётовповысить качество, снизить стоимость и сроки проведения стендовых натурных испытаний.