Ресурсные испытания натурных конструкций самолетов - Щербань К.

Author: Щербань К.

Tags: религии дальнего востока физика механика самолетостроение самолеты советские самолеты издательство физматлит

ISBN: 9785-94052-183-9

Year: 2009

Similar

Конструкция самолетов.

Конструкция самолетов

Конструкция реактивных самолетов

Курс конструкций самолетов

Text

РЕСУРСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ

НАТУРНЫХ КОНСТРУКЦИИ
Д111А HP TAR
БГ»К 30.124
Щ 61
УДК 22.4.5
Издание осуществлено при под-
держке Центрального аэрогидроди-
намичсского института (ЦАГ/fl
им. проф. Н.Е. Жуковского
ЩЕРБАНЬ К. С. Ресурсные исдыпния натурных конструкций само-
летов М.: Издательство физико-математической литературы. 2009.
236 с. ISBN 9785-94052-183-9.
Книга охватывает широкий круг научно-методических вопросов, возника-
ющих при подготовке и проведении лабораторных ресурсных испытаний на-
турных конструкций дозвуковых и сверхзвковых самолетов. Изложены методы
испытаний на усталость и живучесть планера самолета, пути ускорения уста-
лостных испытаний, а также испытаний конструкций на остаточную прочность
с предотвращением ее полного разрушения. Приведены примеры ресурсных ис-
пытаний натурных конструкций самолетов.
Для научно-технических работников НИИ и ОКБ авиационной промышлен-
ности. Книга может быть полезна также студентам, аспирантам и преподава-
телям авиационных вузов, специализирующихся в области экспериментальных
методов исследования прочности авпаконструкций.
ISBN 9785-94052-183-9
© К.С. Щербань, 2009
© Физматлит, 2009
ПРЕДИСЛОВИЕ
Литература, посвященная вопросам ресурсных испытаний на-
турных конструкций самолетов, а также их механических систем,
рассеяна по многочисленным техническим журналам. Предлага-
емая книга представляет попытку обобщить и систематизировать
информацию по современным подходам к методике ресурсных ис-
пытаний авиационных конструкций, причем приведенные в ней
данные взяты из широкого круга опубликованных научно-исследо-
вательских работ, а также работ, выполненных в лаборатории
ресурсных испытаний натурных авиаконструкций Центрального
Аэрогидродинамического института им. проф. Н.Е. Жуковского
(ЦАГИ). Данные, приведенные в этой книге, обобщают труд не-
скольких человеческих жизней, труд, выходящий за пределы воз-
можностей одного человека и даже целого института.
Книга охватывает широкий круг научно-методических вопро-
сов, возникающих при подготовке и проведении лабораторных ре-
сурсных испытаний натурных авиаконструкций. Рассматривают-
ся современные подходы к проведению испытаний, а также новые
эффективные методы исследований в части:
усталостных испытаний авиаконструкций в целом виде;
моделирования переменной нагруженности авиационных
конструкций;
формирования многоточечного нагружения одновременно
всех агрегатов в системе планера;
моделирования аэродинамического нагревания конструк-
ции сверхзвукового самолета в сокращенном масштабе времени;
анализа эквивалентности стендовых условий нагружения
эксплуатационным условиям с учетом многокомпонентное™ на-
гружения;
тензометрии конструкции при многокомпонентном нагру-
жении;
останова усталостных трещин, контроля стабильного роста
трещин, а также останова трещин на стадии их лавинообразного
развития;
сокращения длительности усталостных испытаний;
испытаний на остаточную прочность с предотвращением
разрушения испытываемой конструкции;
разработки базы повреждений конструкций, полученных в
процессе испытаний.
4 llpew. i< тис
Проблемам ресурсных испытаний натурных авиаконструкций
большое и постоянное внимание уделяют ведущие отечественные
авиационные институты. ОКБ и заводы. Существенный вклад в
развитие методов и технических средств для проведения испыта-
ний натурных конструкций самолетов внесли специалисты ЦАГИ.
СибНИА. ОАО им. А.Н. Туполева, ОАО им. С.В. Ильюшина, ОАО
им. А.С. Яковлева, МВЗ им. М.Л. Миля. Воронежского авиацион-
ного завода, Казанского авиационного завода, КАИ, МАИ и др.
Этим и многим другим организациям автор глубоко призна-
телен и обязан за информацию и во всех случаях, когда это воз-
можно, он делал ссылки на источники. В заключение отмечу, что
предлагаемая книга является результатом многолетней работы ав-
тора в области ресурсных испытаний натурных авиационных кон-
струкций в стенах ЦАГИ. Но данная книга не является плодом
изолированных авторских усилий. Ее создание стало возможным
благодаря взаимному обмену идеями и информацией и той творче-
ской атмосфере, которая всегда отличала российскую школу проч-
нистов. Поэтому я выражаю благодарность всем своим коллегам
и сотрудникам, учителям и ученикам как невольным соавторам
этой книги.
ПРИНЯТЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
I длина трещины;
а нормальное напряжение;
<та амплитуда цикла напряжений;
ат — среднее напряжение цикла;
£ усталостное повреждение;
т показатель степени кривой усталости:
п пиело циклов;
N — долговечность;
kt - коэффициент концентрации;
<тп max максимальное напряжение цикла перегрузки;
N — относительная долговечность;
R коэффициент ассиметрии цикла;
Оу,2 предел текучести материала;
o’max максимальное напряжение цикла;
гу радиус пластической зоны в вершине трещины;
Кп - коэффициент интенсивности напряжений для цикла пе-
регрузки;
С, — поправочный коэффициент;
ЛГтр — длительность развития усталостной трещины;
Omin3B3 минимальное напряжение цикла «ЗВЗ»;
ot температурные напряжения;
JVcp среднее значение долговечности;
Q энергия активации;
Т — температура;
г — скорость процесса старения;
t — время;
Ртэ — параметр термоэкспозиции;
Nt — долговечность после выдержки при повышенной темпе-
ратуре;
ЛГр долговечность до разрушения:
— время до разрушения при статическом нагружении;
dl/dN — скорость роста трещины;
&Р — избыточное давление;
М» — долговечность до образования трещины;
6
/ Принятые обоэна чения
Sn — среднеквадратичное отклонение логарифма долговечно-
стей;
nv — перегрузка в центре тяжести;
ДТр перепад температуры на разгоне;
ДТт перепад температуры на торможении;
а нормальное напряжение горизонтального полета:
стэкв эквивалентный по усталостному повреждению пульси-
рующий цикл;
Э эквивалент переменного нагружения в лабораторных ус-
ловиях по отношению к условиям эксплуатации;
D критерий эквивалентности;
т касательное напряжение;
(7СМ напряжения смятия;
Р обобщенная нагрузка:
F — сосредоточенное усилие;
Мг, Му изгибающие моменты;
Мх крутящий момент;
Q — перерезывающая сила;
N нормальная сила;
— главные напряжения;
<тк напряжение на кромке выреза;
а коэффициент влияния;
Р(у — усилие на крепежный элемент;
d — диаметр отверстия;
5 — толщина панели;
д'ст толщина панели в зоне крепежного отверстия;
а* — приведенное напряжение:
Кэф эффективный коэффициент концентрации;
шаг крепежных отверстий;
тц число крепежных элементов на одном шаге;
сг0 напряжение пульсирующего цикла;
t0 наработка на отказ в часах;
tuc среднее время восстановления работоспособности в ча-
сах;
кГ коэффициент готовности;
Мем — допустимое напряжение смятия;
К коэффициент интенсивности напряжений;
Д/ линейное удлинение:
Е модуль упругости;
G модуль сдвига;
А площадь опоры;
</, погонная нагрузка;
L размах крыла.
ВВЕДЕНИЕ
Усталости авиационных конструкций до статуса зрелой науки
нужно преодолеть примерно ту же дистанцию, которая отделяет ка-
менный топор от физики твердого тела. Однако «признаком науч-
ного мышления как раз и является способность довольствоваться
лишь приближением к истине и продолжать творческую работу,
несмотря на отсутствие окончательных подтверждений» (Зигмунд
Фрейд). И действительно, многие приемы, эмпирически найден-
ные «усталостниками», вполне продуктивны. Среди них ресурс-
ные испытания натурных авиаконструкций, достоверность резуль-
татов которых доказана обширной практикой.
Систематические исследования усталостной прочности натур-
ных конструкций самолетов начались в Австралии, Англии, США
и СССР в послевоенные годы. Проведение этих исследований было
обусловлено тенденцией развития транспортных самолетов и боль-
шим количеством самолетов, «апробированных» на войне. Ис-
следования усталости авиаконструкций связаны с именами совет-
ского ученого Н.И. Марина [1] и немецкого ученого Е. Гаснера [2],
которые показали, что не только вибрационные нагрузки, вызы-
вающие усталостные разрушения элементов конструкции винто-
моторной группы, но и повторяющиеся в каждом полете перемен-
ные нагрузки, возникающие как при движении по аэродрому, так
и в полеге от турбулентности атмосферы и при выполнении ма-
невров, могут вызывать усталостные разрушения основной сило-
вой конструкции, шасси и механических систем самолетов. Для
моделирования в стендовых условиях переменных нагрузок было
разработано специальное экспериментальное оборудование, кото-
рое в дальнейшем послужило основой для создания автоматизи-
рованной электрогидравлической системы нагружения, позволяю-
щей воспроизводить и регулировать в любой последовательности
переменные нагрузки. С целью моделирования эксплуатационного
переменного нагружения в стендовых условиях Р.Д. Эткинсон [3]
ввел определение «среднего полета», на основании которого сфор-
мировал полетный цикл, включающий три группы нагрузок:
нагрузки на стоянке и рулежке, в число которых входили на-
грузки от опробования двигателей, рулежки, загрузки и разгрузки
самолета;
нагрузки на переходных этапах, к которым относятся на-
грузки при взлете и посадке (учитывались также нагрузки, свя-
занные с изменением положения механизации крыла);
8
Введение
нагрузки в основном полете. Изменение нагрузок вызыва-
ется турбулентностью атмосферы и внутренним избыточным да-
влением в фюзеляже.
В настоящее время ресурсным испытаниям отводится опре-
деляющая роль как в отечественной, так и зарубежной практике
отработки ресурса планера, шасси и механических систем самоле-
тов. Это объясняется тем, что, несмотря на резко возрастающий
объем расчетов и лабораторных испытаний элементов конструк-
ции на стадии проектирования, только при испытании натурной
конструкции можно отработать элементы, ресурс которых опреде-
ляется технологией изготовления и сборки конструкции, а также
перераспределением усилий в смежных элементах конструкции
при циклическом нагружении и разрушении ее элементов. Не-
обходимость ресурсных испытаний вызвана также тем, что из-за
большого числа связанных между собой параметров, характеризу-
ющих нагружение в эксплуатации, и исключительной сложности
усталостных процессов невозможно при выборе проектных, тех-
нологических и эксплутационных решений полагаться только на
расчетно-теоретические методы и результаты испытаний образцов
материала, панелей и узлов конструкции.
Существенным преимуществом испытаний натурной конст-
рукции является возможность получения экспериментальных дан-
ных, необходимых для сертификации самолета в части:
выявления критических с точки зрения усталости элемен-
тов конструкции;
определения долговечности критических элементов конст-
рукции до появления обнаруживаемых трещин;
получения данных о распространении трещин;
определения остаточной долговечности при наличии тре-
щин;
определения остаточной прочности поврежденной конструк-
ции;
определения периодичности контроля конструкции для об-
наружения повреждений;
разработки методов восстановительного ремонта.
В последние три десятилетия качественно изменилась роль ре-
сурсных испытаний натурных конструкций самолетов в связи с
необходимостью создания качественно новых самолетов, облада-
ющих большим ресурсом конструкции, что позволяет обеспечить
конкурентоспособность самолета на мировом рынке авиатехники
(АТ). Темпы развития современной АТ диктуют жесткие требова-
ния на сроки и качество проведения ресурсных испытаний кон-
струкции планера. Поэтому при проведении таких испытаний
особое значение приобретает наиболее полное воспроизведение экс-
плуатационных процессов нагружения конструкции и обеспечение
достоверности результатов. Кроме того, испытания необходимо
Введение 9
провести как можно за более короткий период, для того чтобы
иметь возможность внести необходимые изменения в конструкцию
в серийном производстве и до начала регулярной эксплуатации.
Эти требования обуславливают усложнение ресурсных испы-
таний во всех аспектах. Увеличивается количество нагрузок,
которые моделируются при испытаниях, усложняются спектры пе-
ременных нагрузок, повышаются требования к точности их вос-
произведения, повышаются требования к информативности испы-
таний. В свою очередь это приводит к необходимости применения
сложного экспериментального оборудования, а также новых эф-
фективных методов проведения испытаний.
Глава 1
ЛАБОРАТОРНЫЕ РЕСУРСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
В АВИАСТРОЕНИИ
Стендовые лабораторные испытания для определения харак-
теристик ресурса по условиям усталости и износа натурных со-
ставных авиаконструкций и их компонент и механических систем
проводят на всех стадиях жизненного цикла самолета. Проведе-
ние испытаний необходимо для определения характеристик уста-
лости, остаточной прочности, длительности развития усталостных
трещин и износа на стадиях опытно-констукторской разработки,
сертификационных испытаний и эксплуатации. Испытания отно-
сятся к числу наиболее ответственных и трудоемких этапов про-
ектирования, производства и эксплуатации самолетов.
Лабораторные ресурсные испытания авиаконструкций и их
систем проводят с целью определения гарантийного или техни-
ческого ресурса изделия или функциональной системы с одновре-
менным определением количественных и качественных показате-
лей надежности, периодичности и объемов регламентных работ до
выработки проектного ресурса.
В настоящее время сложилась система испытаний, которая
ориентирована на современный уровень разработки, производства
и эксплуатации авиационной техники и отражает' тот объем тре-
бований, который содержится в отраслевой нормативной докумен-
тации.
Обобщенный цикл ресурсных испытаний авиаконструкции мо-
жет быть представлен диаграммой, приведенной на рис. 1.1, ко-
торая отражает следующую последовательность основных типов
испытательных работ:
А1 разработка плана-программы испытаний:
Л'2 изготовление натурного объекта испытаний и создание
испытательного стенда;
Аз — усталостные испытания в объеме не менее двух проект-
ных ресурсов;
Ац измерение переменных нагрузок, которые воспроизводят
в стендовых условиях;
А$ оценка эквивалентности условий испытаний условиям
реальной эксплуатации;
Аб тензометрия объекта испытаний;
Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении И
Рис. 1.1. Обобщенный цикл ресурсных испытаний
12 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
?17 сравнительный анализ результатов тензометрии и расче-
та напряженно-деформированного состояния объекта испытаний;
Ан — дефектоскопия объекта испытаний:
Ад сравнительный анализ результатов дефектоскопии и рас-
четного прогноза долговечности;
Аю восстановительный ремонт поврежденных зон объекта
испытаний;
Ац — исследования длительности развития усталостных тре-
щин;
А12 дефектометрия зон, поврежденных усталостными тре-
щинами, или с искусственными повреждениями;
Ат — сравнительный анализ длительности развития трещин,
полученных при испытаниях и прогнозируемых по расчету;
А и испытания на остаточную прочность;
A is — дефектометрия зон, поврежденных усталостными тре-
щинами, или с искусственными повреждениями;
А]б сравнительный анализ характеристик остаточной проч-
ности, полученных при испытаниях и прогнозируемых по расчету;
Ап — разборка и дефектоскопия неразъемных соединений;
Aia — разборка неразъемных соединений;
А19 — дефектоскопия неразъемных соединений;
А20 анализ и сравнение оценок параметров и характеристик
с параметрами и характеристиками, предусмотренными програм-
мой испытаний;
А21 завершение испытаний при удовлетворительных ре-
зультатах;
А22 регистрация промежуточных и окончательных резуль-
татов основных этапов испытаний:
А23 документирование результатов испытаний;
А24 — формирование базы данных;
"4'25 управление процессом испытаний;
Аге — выработка корректирующих решений;
А27 — исполнение корректирующих решений.
При проведении всех испытательных работ необходимо учи-
тьгвать ряд противоречивых требований, основными из которых
являются:
максимальное воспроизведение реальных условий эксплу-
атации объекта испытаний путем наиболее полного учета всего
спектра воздействий на объект как со стороны смежных элемен-
тов, узлов, агрегатов, подсистем, так и со стороны внешней среды;
обеспечение максимальной достоверности результатов испы-
таний за счет использования адекватных методов и средств испы-
таний:
— сокращение трудоемкости и стоимости испытательных ра-
бот путем широкого использования всевозможных средств автома-
тизации испытаний.
1.1. Виды лабораторных ресурсных испытании
13
1.1. Виды лабораторных ресурсных испытаний
Сложившаяся практика показывает, что лабораторные ресурс-
ные испытания это процесс, который неразрывно связан с со-
зданием самолета на всех этапах. Испытания проводят, начиная
от формирования технического задания, когда возникает необхо-
димость экспериментальной проверки и исследований новых, не-
изученных научных и технических проблем, и кончал внедрением
в серийное производство и эксплуатацию, а также последующей
модификацией серийных летательных аппаратов. Вид лаборатор-
ных ресурсных испытаний определяется той информацией, кото-
рую необходимо получить на данном этапе разработки, изготовле-
ния или эксплуатации конструкции. Наименования и определе-
ние видов испытаний взяты в соответствии с ГОСТ 16504-81 [5] и
РТМ [11].
1.1.1. Определительные испытания, проводимые на этапе ра-
бочего проектирования. Определительные испытания натурных
образцов проводятся с целью оценки ресурса наиболее важных на-
турных агрегатов, деталей, узлов и соединений, специально изго-
товленных для этой цели с опережением относительно основного
графика изготовления составной конструкции самолета. Основной
задачей таких испытаний является подтверждение характеристик
усталости, трещиностойкости, а также износостойкости тех узлов
и деталей, расчет которых не может быть выполнен с достаточной
степенью точности по результатам исследовательских испытаний,
а изменение конструкции которых влечет за собой значительное
изменение составной конструкции в целом или ее компонент.
В результате определительных испытаний определяются сред-
ние значения долговечности, длительности развития трещин и из-
носостойкости в условиях предполагаемой эксплуатационной на-
груженное™.
1.1.2. Контрольные предварительные испытания, проводимые
на этапе изготовления опытных образцов самолета. Контроль-
ные предварительные испытания опытных экземпляров натурных
агрегатов, механизмов и систем проводятся с целью оценки со-
ответствия технических характеристик (в том числе определяю-
щих безопасность эксплуатации) и параметров качества опытного
образца требованиям технического задания для определения воз-
можности предъявления опытного образца на приемочные испы-
тания. В процессе испытаний решаются следующие основные за-
дачи:
а) исследование остаточной прочности силовой конструкции
планера с регламентированными повреждениями:
б) исследование влияния внешних воздействий на функцио-
нальные характеристики агрегата и долговечность его основных
узлов:
14 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
в) исследование влияния внутренних факторов (типа и состо-
яния смазки, кинематических параметров, регулировки и др.) на
функциональные характеристики агрегата или системы и нагру-
женность отдельных деталей агрегата или звеньев системы;
г) доводка функциональных характеристик агрегата или сис-
темы (развиваемого или передаваемого усилия, мощности, усилий
сопротивления, плавности и скорости хода, люфтов, перемещений
и др.) до значений, соответствующих техническому заданию (ТЗ)
на разработку и обеспечивающих нормальную работу агрегата (си-
стемы) в заявленных условиях эксплуатации;
д) уточнения режимов нагружения, необходимых для сертифи-
кационных испытаний.
Предварительные лабораторные испытания могут проводиться
как на специально изготовленных опытных экземплярах натур-
ных агрегатов, механизмов и систем, так и на экземпляре пла-
нера, предназначенного для статических испытаний.
1.1.3. Сертификационные испытания. Сертификационные
это контрольные испытания серийного экземпляра конструкции
или механической системы самолета, проводимые с целью уста-
новления соответствия характеристик ресурса объекта националь-
ным и (или) международным нормативно-техническим докумен-
там.
В результате данных испытаний:
фиксируется предельное состояние объекта на основе кон-
троля параметров объекта, исследования его технического состоя-
ния;
определяются (уточняются) условия отработки ресурса
регламент обслуживания, возможный ремонт и замена отдельных
деталей при наработке в интервале от начального назначенного
ресурса до ресурса до списания агрегата (системы).
Сертификационные испытания АТ проводят в испытатель-
ных лабораториях, которые соответствуют требованиям ГОСТ Р
ИСО/МЭК 17025-2000 [4] и компетентность которых признана со-
ответствующим Органом по аккредитации.
1.1.4. Контрольные периодические и типовые испытания на
этапе серийного производства и регулярной эксплуатации. Конт-
рольные периодические испытания серийных экземпляров конст-
рукций, механических систем, а также наиболее важных деталей
и узлов проводят в соответствии с техническими условиями (ТУ)
на поставку для контроля стабильности технологического процесса
производства данных агрегатов путем оценки его влияния на ре-
сурсные и функциональные характеристики агрегата в пределах
ресурса до списания.
Контрольные типовые испытания серийных экземпляров из-
делий проводят в случае внесения изменений в конструкцию или
1.2. •'Словия проведения лабораторных ресурсных испытаний 15
технологии» производства с целью оценки влияния этих измене-
ний на ресурсные и функциональные характеристики изделия в
пределах ресурса до списания. Контрольные типовые испытания
экземпляров с эксплуатационной наработкой проводят в случае из-
менившихся условий эксплуатации, а также в тех случаях, ко-
гда не все эксплуатационные факторы, влияющие на ресурсные и
функциональные характеристики агрегата (например, повышен-
ная коррозия), были воспроизведены в сертификационных испы-
таниях.
Периодические и типовые испытания АТ проводят в испыта-
тельных лабораториях, которые соответствуют требованиям ГОСТ
I’ ИСО/МЭК 17025-2000 [4] и компетентность которых признана
соответствующим Органом по аккредитации.
1.2. Условия проведения
лабораторных ресурсных испытаний
Каждый из видов испытаний характеризуется специфическими
условиями их проведения. Условия проведения испытаний
это совокупность механических, климатических и прочих воздей-
ствий, которые необходимо воспроизвести в ходе испытаний для
выявления прочностных и функциональных характеристик систе-
мы. а также ряд организационно-технических и технологических
процедур, которые необходимо реализовать в ходе подготовки и
проведения испытаний, чтобы обеспечить возможность использо-
вания их результатов для оформления соответствующей конструк-
торской документации.
1.2.1. Внешние воздействия, влияющие на характеристики ре-
сурса и функционирования составных авиаконструкций и механи-
ческих систем. При лабораторных ресурсных испытаниях состав-
ных конструкций и механических систем учитывают влияние на
долговечность и функциональную способность изделий следующих
видов внешних воздействий:
основных внешних нагрузок, приходящих на силовую кон-
струкцию при движении по аэродрому и в полете;
основных функциональных нагрузок, действующих на ме-
ханические системы при работающем приводе на стационарных
режимах работы;
основных функциональных нагрузок, действующих на ме-
ханические системы на нестационарных режимах работы
включении и остановке привода, срабатывании тормоза и т.д.;
дополнительных внешних нагрузок, возникающих в эле-
ментах механических систем при деформациях основной конст-
рукции;
дополнительных функциональных нагрузок, возникающих
в элементах системы при несинхронной работе исполнительных
16 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
органов (бустеров, рулевых агрегатов), изменении регулировочных
параметров и т. д.;
колебательных, вибрационных и ударных нагрузок;
— температуры:
возможного загрязнения смазки на открытых поверхностях
трения, окисления смазки;
других видов атмосферных воздействий в зависимости от
варианта использования основного изделия и степени защищен-
ности от них элементов механической системы.
Значения перечисленных воздействий выбирают исходя из ТЗ
на авиационную технику, стандартов и других нормативных доку-
ментов с учетом результатов измерений в реальной эксплуатации.
Каждый из перечисленных факторов может в различной степени
влиять на ресурс основной конструкции и механических систем.
Те воздействия, влияние которых на ресурс существенно, необхо-
димо включить в типовой блок нагружения программы испыта-
ний. В противном случае это влияние должно быть определено
отдельно и учтено при рассмотрении результатов испытаний и
установлении ресурса.
1.2.2. Типовой блок нагружения. Форсирование нагрузок.
Типовым блоком нагружения называется прикладываемая к ис-
пытываемому объекту упорядоченная совокупность воздействий,
эквивалентная по повреждающей способности (повреждаемости)
реальной совокупности за то время наработки, которое воспро-
изводится данным блоком. Программный блок эквивалентно от-
ражает сложный комплекс переменных нагрузок, вызванных аэ-
родинамическими и инерционными нагрузками в полете и при
движении по аэродрому.
Программные блоки, как правило, составляют для фиксиро-
ванной длительности по наработке или пробегу в эксплуатации.
Если значения и число (время действия) нагрузок, температур и
других факторов в блоке равны их реальным фактическим или
установленным эталонным значениям, то такой блок называется
нефорсированным.
Блоки, в которых значения воздействующих факторов выше, а
число их повторений (время действия) ниже фактических или эта-
лонных значений, называются форсированными и применяются
для сокращения времени испытаний, а также в тех случаях, когда
нагружение нефорсированным блоком не может выявить имею-
щегося в конструкции запаса надежности, например, при числе
нагружений за ресурс свыше 10е циклов и наличии предела уста-
лости (пологой кривой усталости). В случае нагружения агрегата
вибрационным воздействием форсирование может достигаться за
счет увеличения частоты нагружения по сравнению с эксплуатаци-
онным при сохранении или изменении характерного эксплуатаци-
1.2. Условия проведения лабораторных ресурсных испытании 17
онного блока амплитуд нагрузки. При составлении программных
блоков соблюдают следующие основные принципы.
1. В типовой блок (между блоками) обязательно включаются
экстремальные допустимые значения воздействий с той периодич-
ностью. с которой они могут встретиться в реальной эксплуатации.
2. При формировании форсированного программного блока из
диапазона эксплуатационных нагрузок выбираются нагрузки Р
такого уровня, при котором повреждаемость конструкции £ явля-
ется максимальной.
Примечание, а) Для усталостных разрушений пол повреждаемо-
стью конструкции от нагрузки »-го уровня понимается
6 = р;пьн,
где Р, эквивалентная приведенная (к симметричному или пульсирую-
щему циклу) нагрузка i-ro уровня; число повторений этой нагрузки
в единицу времени; m — параметр наклона кривой усталости.
б) Для износа поверхности повреждаемость принимается равной
6 = РГКК),
где Р нагрузка i-ro уровня; 1(Р{) пройденный в единицу времени
путь при нагрузке i-ro уровня; m — показатель, зависящий от типа
грнбосопряженил и диапазона изменения нагрузки.
3. В случае, когда требуется дополнительное форсирование на-
грузки, ее значение может выйти за пределы фактических зна-
чений эксплуатационного диапазона, но при этом она не должна
превышать значения, предельно допустимого для данного мате-
риала, покрытия, контактной пары, а также того значения, при
котором может измениться вид разрушения или контактного вза-
имодействия под действием данной нагрузки. Следует принимать
во внимание, что почти каждый процесс разрушения имеет свою
критическую область, при переходе через которую происходят
качественные изменении. Режимы и методы форсированных ис-
пытаний выбирают так, чтобы эта критическая область не была
достигнута и, следовательно, качественная сторона процесса раз-
рушения осталась неизменной.
1. Эквивалент Э программного блока вычисляется для каж-
дого ответственного и каждого потенциально опасного элемента
конструкции; в качестве эквивалента программы для всего агре-
гата (системы) принимается минимальный из эквивалентов среди
тех элементов, замена которых в эксплуатации невозможна или
по каким-либо соображениям нецелесообразна. Эквивалент про-
граммного блока определяется как отношение суммарной (от на-
грузок всех уровней) повреждаемости за данный блок при испыта-
ниях к суммарной повреждаемости за единицу времени (единицу
3 zakl23
18 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
пробега) в эксплуатации:
к
X, Ct С / F X
j| блок / блок \
ч \ полет/
1.2.3. Условия проведения лабораторных ресурсных испыта-
ний на этапах создания и эксплуатации АТ
Условия проведения определительных испыта-
ний. Испытания натурных агрегатов, деталей, узлов и соедине-
ний на данном этапе, как правило, проводят при блочном нагруже-
нии. Определительные испытания проводят при воспроизведении
тех воздействий, изменение которых может оказать существенное
влияние на ресурс детали (соединения). Определительные испы-
тания могут проводиться при фиксированных значениях параме-
тров воздействий в блоке. Испытания проводятся с обязательным
доведением каждой детали или узла до предельного состояния.
Для испытаний на данном этапе следует использовать специ-
альные стенды, конструкция которых позволяет более точно вос-
произвести условия нагружения испытываемой детали или узла.
В процессе испытаний фиксируют те значения внутренних
усилий, напряжений, температур и т.д., которые определяют дол-
говечность детали.
Подвижные соединения перед испытаниями проходят техноло-
ги ческую приработку (обкатку).
Условия проведения контрольных предвари-
тельных испытаний. Контрольные предварительные испы-
тания проводят при блочном нагружении, включающем те виды
воздействий, которых достаточно для установления соответствия
прочностных и функциональных характеристик натурной конст-
рукции заданным значениям в заявленных условиях эксплуата-
ции.
При данных испытаниях проводят в повышенном объеме тен-
зометрирование для определения всех возможных связей между’
внешними воздействиями и внутренними усилиями составной
конструкции или механической системы. Для исследования вли-
яния деформации основной конструкции на нагруженность эле-
ментов механической системы, а также условий самонагружения
многоканальных агрегатов во взаимодействии с конструкцией пла-
нера данные испытания часто проводят на экземпляре планера,
предназначенном для статических испытаний.
На этом же экземпляре планера, как правило, проводят испы-
тания на остаточную прочность конструкции, поврежденной искус-
ственными регламентированными надрезами. При этих испыта-
ниях к конструкции прикладывают эксплуатационные нагрузки.
1.2. Условия проведения лабораторных ресурсных испытании 19
Условия проведения сертификационных, перио-
дических и типовых испытаний. Сертификационные и
контрольные периодические испытания на сопротивление устало-
сти проводят при блочном нагружении, включающем в полном
объеме те виды воздействий, которые соответствуют ожидаемым
(заявленным) условиям эксплуатации в течение ресурса до списа-
ния и влияют на ресурсные и функциональные характеристики
составной конструкции и механических систем. Программный
блок содержит как типовые, так и максимальные допускаемые ре-
жимы нагружения и как можно более полно воспроизводит ти-
повые спектры нагружения в эксплуатации во всех критических
местах с учетом влияния различных режимов и компонент нагру-
жения. а также с учетом сочетания величин переменных нагрузок
и движения подвижных элементов силовой конструкции.
Контрольные типовые испытания на сопротивление усталости
также проводят при блочном нагружении, включающем те виды
воздействий, которые влияют на ресурсные и функциональные ха-
рактеристики изделия в связи с внесенными в ее конструкцию или
технологии» изготовления изменениями.
В процессе испытаний непрерывно осуществляют контроль на-
груженной» конструкции по показаниям тарированных тензомо-
стов и динамометров и для каждого критического места конструк-
ции соответствующим расчетом и/или по результатам испытаний
конструктивных образцов определяют эквиваленты между нагру-
жением при испытаниях и типовыми спектрами нагружения в экс-
плуатации с учетом возможного отличил величины эквивалента на
стадии до возникновения усталостного повреждения от значения
на стадии развития повреждения.
Периодически проводят дефектоскопию испытываемой конст-
рукции визуальными и инструментальными методами. При кон-
троле особое внимание обращают на зоны конструкции с концен-
трацией напряжений, зоны сосредоточенных усилий, а также на
неподвижные и подвижные соединения. Если во время испыта-
ний на сопротивление усталости разрушается или повреждается
какой-либо конструктивный элемент, проводят его замену или ре-
монт поврежденного места, при этом до замены (ремонта) после
обнаружения повреждения проводят нагружение до определенного
приемлемого числа циклов с целью изучения длительности разви-
тия повреждения. Испытания продолжают для определения ре-
сурсных характеристик других критических мест конструкции, в
том числе образовавшихся в связи с проведением зачетного ре-
монта, и для проверки эффективности этого ремонта. При этом
наработка замененного или отремонтированного конструктивного
элемента отсчитывается с начала его испытаний, а всей остальной
конструкции по суммарному объему испытаний.
После испытаний на сопротивление усталости, как правило,
проводят испытания на остаточную прочность. В дополнение к
3’
20 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
повреждениям, возникшим в процессе испытаний на сопротивле-
ние усталости, создают искусственные повреждения, в том числе
частичное или полное разрушение отдельных конструктивных эле-
ментов. Места и степень повреждений, создаваемых при испыта-
ниях, определяют в зависимости от конкретного типа конструкции
с учетом ее контролепригодности и надежности средств и мето-
дов обнаружения повреждения в эксплуатации. При частичном
искусственном повреждении обеспечивают надежную имитацию
условий па концах трещин, соответствующих их усталостному
развитию в условиях эксплуатации. В частности, проводят подра-
щивание трещин путем приложения переменных нагрузок. Корро-
зионные повреждения элементов конструкции имитируют механи-
ческими повреждениями. Уровень эквивалентности или степень
консервативности такой замены по величине остаточной прочно-
сти устанавливается на основе инженерного анализа с использова-
нием, в случае необходимости, соответствующих расчетов, а также
результатов испытаний. Поврежденную конструкцию нагружают
эксплуатационной нагрузкой, которая составляет 67% от макси-
мальной расчетной нагрузки. В том случае, когда в конструкции
имеются повреждения, которые не могут быть надежно обнару-
жены при действующей системе контроля технического состояния,
тогда конструкцию нагружают до 100% от максимальных расчет-
ных нагрузок.
По окончании испытаний производят разборку недоступных
для контроля зон конструкции и подвижных соединений для их
дефектации. В сомнительных случаях материал в зоне разруше-
ния подвергают лабораторному исследованию.
1.3. Испытательный стенд
Специализированный испытательный стенд обеспечивает ре-
ализации) необходимых видов воздействий, которые имитируют
влияние окружающей среды, переменных нагрузок, вибраций на
различных режимах движения по аэродрому и полета.
Стенд обеспечивает моделирование воздействий с приемлемой
точностью, стабильность их воспроизведения на каждом режиме,
непрерывную их фиксацию в процессе испытаний, а также пери-
одическую регистрацию параметров, характеризующих нагружен-
ность испытываемой конструкции.
Испытания отдельных агрегатов, систем и узлов составной
конструкции проводят, как правило, на автономных изолирован-
ных стендах на натурном изделии или его фрагменте.
Контрольные сертификационные испытания в обязательном
порядке проводятся только всей составной конструкции или си-
стемы в целом.
Если в результате исследовательских испытаний показано от-
сутствие влияния какого-либо вида воздействия на ресурсные и
1.4. Объект испытании
21
функциональные характеристики в пределах заявленного ресурса
до списания, то при сертификационных испытаниях этот вид воз-
действия может не прикладываться. Для упрощения техники ис-
пытаний отдельные этапы контрольных сертификационных ис-
пытаний могут проводиться и на автономных стендах. Такими
этапами могут являться испытания на те воздействия, которые
оказывают влияние на ресурсные и (функциональные характери-
стики только отдельного узла или агрегата (например, темпера-
тура, вибрация). В этом случае данный узел или агрегат изыма-
ется из основной конструкции и дополнительно подвергается этим
воздействиям на автономном стенде.
1.4. Объект испытаний
Ресурсным испытаниям подвергаются конструкции (составные
конструкции, компоненты конструкции, агрегаты, системы, узлы,
детали и т.п.), которые в эксплуатации подвержены действию пе-
ременных нагрузок, давлению, температуры и т.д.
Примерный перечень основных агрегатов и систем, подлежа-
щих ресурсным испытаниям в системе планера или на изолиро-
ванных стендах включает:
крыло с предкрылками или отклоняемыми носками, с за-
крылками, с элементами механизации, с системой управления
ими, с щитками, с пилонами подвески двигателей и т.д.;
фюзеляж с гермосалоном, с фонарем кабины пилотов, с уз-
лами крепления основных и дополнительных агрегатов, спецобъ-
ектов, спецгрузов, датчиков и т. д.;
горизонтальное оперение, включающее стабилизатор, руль
высоты, триммер, систему управления ими и т.д.;
вертикальное оперение, включающее киль, руль направле-
ния, триммер, систему управления ими и т.д.;
шасси, включающее основные опоры, переднюю опору, си-
стему «уборки выпуска», створки с приводами их «открытия зак-
рытия» и т.д.;
гондолы двигателей, включающие воздухозаборники, створ-
ки. отклоняемые клинья, выдвижные конусы, системы управле-
ния ими и т. д.;
тормозные устройства, например, тормозные щитки, узлы
крепления тормозных парашютов и т.д.;
топливозаправочные штанги, устройства их сцепления и
расцепления и т. д.;
специальные подвески, контейнеры или надстройки для
размещения специальных приборов или оборудования и т.д.;
механические системы управления.
Сертификационным испытаниям, как правило, подвергается
исходная (неповрежденная и не бывшая в эксплуатации) конструк-
22 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
пня. Для ускорения получения необходимых данных о сопроти-
влении усталости на стадии роста трещины проводят испытания
конструкции с искусственно нанесенными повреждениями (ини-
циаторами роста усталостных трещин) критических мест. Объек-
тами для испытаний, как правило, являются первые экземпляры,
изготовленные в строгом соответствии с серийной технологией.
Существуют два подхода к проведению ресурсных испытаний.
В зависимости от конкретных условий и возможностей проводят
либо поагрсгатные (отсечные) испытания, либо комплексные ис-
пытания. В первом случае конструкцию планера членят на отсеки
и/или агрегаты и проводят испытания на изолированных стен-
дах. Такой подход упрощает решение задачи ♦уравновешивания»
испытываемой конструкции, сокращает длительность остановок
для проведения восстановительного ремонта конструкции при об-
наружении ее повреждения, уменьшается риск полного разруше-
ния конструкции планера при испытании на остаточную проч-
ность поврежденной конструкции. Однако ему присущи такие
недостатки, как необходимость изготовления сложных дорогосто-
ящих переходных отсеков, необходимых для моделирования нап-
ряженно-деформированного состояния в зонах стыков агрегатов,
а также необходимых для выполнения условий нагружения и за-
крепления, приближающихся к условиям испытаний конструкции
в целом. Эти недостатки можно устранить в случае комплексных
испытаний планера самолета в целом виде. В этом случае испыта-
ниям подвергают конструкции! планера и шасси в собранном виде.
Если испытываемый объект имеет в своем составе механи-
ческие устройства, допускающие регулирование кинематических
звеньев (например, замковые устройства, звенья управления зо-
лотниками, регулируемые тяги и пр.), и от величины этого регули-
рования зависит нагруженность этого или смежного с ним устрой-
ства испытываемого объекта, то такое устройство перед началом
испытаний должно быть отрегулировано в предельное, допускае-
мое чертежом (или другим документом) положение, при котором
нагруженность конструкции будет максимальной. Если параме-
тры регулирования этих устройств в процессе эксплуатации могут
изменяться под воздействием условий, не воспроизводимых при
данных испытаниях либо воспроизводимых неэквивалентным в
этом отношении образом, то в процессе испытаний параметры ре-
гулирования следует дополнительно изменить в тех пределах, в
которых это изменение может быть достигнуто в реальной эксплу-
атации.
Для приложения нагрузок к испытываемой составной конст-
рукции со стороны агрегатов, которые не испытываются в составе
планера (двигатели, колеса шасси и др.), штатные агрегаты заме-
няют их массовыми, геометрическими или жесткостными маке-
тами.
1.5. Объем лабораторных р(чл [)< ных испытании
23
Для моделирования совместного деформирования основной
конструкции, систем и несиловых элементов на испытываемой
конструкции устанавливают все элементы систем (гидравличес-
кой. топливной, кондиционирования, управления и т. д.), а также
аэродинамические обтекатели и зашивки.
В процессе испытаний производят техническое обслуживание
объекта (системы) и регламентные работы в соответствии с дей-
ствующим регламентом технического обслуживания в эксплуата-
ции. В процессе испытаний фиксируют состояние испытываемой
конструкции, а именно: фиксируют появление остаточных дефор-
маций, усталостных трещин, следов фретинга, измеряют функ-
циональные характеристики и параметры механических систем,
свидетельствующие о предотказных состояниях (люфты, усилия
страгивания, и т.п.).
1.5. Объем лабораторных ресурсных испытаний
Объем испытаний определяется номенклатурой, числом и на-
работкой испытанных объектов. Объем испытаний зависит от сле-
дующих факторов:
величины подтверждаемого испытаниями ресурса (с учетом
необходимых значений коэффициентов надежности);
точности нагружения при испытаниях (циклограммы на-
гружения и других факторов, реализуемых в ходе испытаний);
стабильности механических и физических свойств испы-
тываемых объектов, стабильности технологического процесса их
изготовления;
результатов испытаний идентичных объектов или положи-
тельного опыта их эксплуатации.
В целях уменьшения объемов незавершенного производства, а
также сокращения цикла и трудоемкости серийного производства
никл испытаний стараются уменьшать. Для этого используют
возможность параллельного проведения испытаний и их форси-
рования, а также нс проводят те виды испытаний, цикл которых
велик, а факторы, имитируемые при их проведении, не приводят
к внезапному появлению отказов жизненно важных систем в экс-
плуатации.
Число экземпляров составной конструкции ЛТ, требуемое для
проведения определительных и контрольных предварительных
испытаний, связано со степенью новизны изделия и зависит от
объема информации, которую необходимо получить в ходе дан-
ных испытаний. В обычных случаях бывает достаточно одного
опытного экземпляра для проведения испытаний. Если в состав
составной конструкции АТ входят компоненты, содержащие новые
материалы, новые конструктивные или технологические решения,
То для испытаний требуются 5-6 экземпляров таких компонент.
24 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Испытания этих компонент могут проводиться как в составе со-
ставной конструкции, так и автономно на отдельных стендах.
При достаточно полной отработке ресурсных и функциональ-
ных характеристик опытного изделия в определительных и кон-
трольных предварительных испытаниях достаточно одного се-
рийного экземпляра изделия для проведения сертификационных
испытаний.
Контрольные предварительные и сертификационные испыта-
ния проводят до достижения агрегатом предельного состояния
разрушения неизменяемых деталей или полной потери агрегатом
своих функциональных характеристик. Объем лабораторных ис-
пытаний, проведенных с удовлетворительными результатами, к
моменту выдачи сертификата типа соответствует не менее чем од-
нократному (без коэффициентов надежности) проектному ресурсу.
В ряде случаев к моменту сертификации конструкции, объем лабо-
раторных испытаний обеспечивает не менее года безопасной экс-
плуатации.
Общий объем натурных испытаний на сопротивление устало-
сти составляет не менее двух проектных ресурсов. В случае отсут-
ствия необходимого количества данных по росту трещин проводят
дополнительные испытания для исследования длительности раз-
вития трещин в объеме до одного проектного ресурса. Такой об-
щий объем достаточен, чтобы продемонстрировать отсутствие об-
ширных усталостных повреждений (многоочаговых усталостных
трещин) при выполнении следующих условий:
спектр нагружения конструкции квазислучайный или если
показано, что спектр носит более консервативный характер;
конструкция изготовлена по серийной технологии для парка
самолетов;
после испытаний проведена полная разборка (расклепка)
конструкции.
Число экземпляров натурных изделий для периодических ис-
пытаний и период их проведения определяются в зависимости от
числа выпускаемых изделий, их сложности и стабильности техно-
логии производства.
1.6. Краткий обзор ресурсных испытаний
авиационных конструкций за рубежом
Для определения основных тенденций в развитии методики ре-
сурсных испытаний рассмотрены испытания натурных конструк-
ций АТ, которые проведены в последнее время ведущими авиаци-
онными фирмами Европы и США.
1.6.1. Ресурсные испытания дозвуковых пассажирских само-
летов. Рассмотрены испытания на усталость и живучесть следую-
щих натурных конструкций:
1 G. Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 25
центральная часть фюзеляжа и крыла самолета А340-600
EF2 [6];
планер самолета Boeing 757 [7 ;
планер самолета Boeing 767 [8];
планер самолета Boeing 777 [9J;
планер самолета А-380 [10].
Анализ проведенных испытаний позволяет отметить ряд ха-
рактерных особенностей. В основном испытания проводят в три
этапа: на первом этапе проводят усталостные йены гания, на вто-
ром исследуют длительность роста усталостных трещин как от
естественных трещин, так и от искусственных начальных по-
вреждений, и на заключительном этапе проводят испытания на
остаточную прочность конструкции с «обнаруживаемыми» повре-
ждениями. На первом этапе испытания проводят в объеме 2 3
проектных ресурсов, на втором в объеме одного проектного ре-
сурса. В некоторых случаях при испытаниях на сопротивление
усталости стендовые нагрузки увеличивают на 10% по сравнению
с нагрузками в эксплуатации [6, 10]. Увеличение нагрузок позво-
ляет сократить объем усталостных испытаний и сократить сроки
Рис. 1.2. Схема стенда усталостных испытаний самолета Л340-600
их проведения. Однако такой подход следует применять крайне
осторожно, так как это может привести к оптимистическим ре-
зультатам испытаний за счет положительного эффекта, вызван-
ным действием увеличенных растягивающих напряжений.
2 zak123
26 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Рис. 1.3. Схема центрального отсека (крыло-фюзеляж) самолета В-757:
I макет гермошпангоутэ и нагружающее устройство; 2 макеты двигателей. Не уста-
новлены: створки носового шасси, створки основных шасси, двигатели, предкрылки на
левой консоли, предкрылки на правой консоли, элероны, спойлеры, закпнпонки крыла,
закрылки на левой консоли, внешний секция закрылков на левой консоли
Рис. 1.4. Схема планера самолета В-777 для усталостных испытаний:
I установленные макеты; 2 — установленные компоненты; 3 — складывание крыла.
Конструкция крыла пп передней кромке включала: все узлы крепления, предкрылки на
правой консоли (ПК), шарнирные панели удалены, на левой консоли (ЛК) рельсы пред-
крылков. макеты предкрылков. Конструкции крыла пи задней кромке включала: ня ПК
внешнюю секцию .закрылка, на ЛК флаперон, на ЛК и ПК узлы крепления, макеты вну-
?RicBHrn •,aKP,J-,K0B I 11 на ЛК внешний закрылок с узлами креплении, макет флаперона
(ЛК). Шасси включало: носовую стойку (внешний цилиндр), основные стойки (внешний
цилиндр). Мотогондола включала: пилон PW, все обтекатели на ЛК. пилон GE, передний
обтекатель на ПК. Механизм складывания крыла па ПК Зализ по борту не установлен.
'тверки переднего и основного стоек шасси не установлены. Узлы крепления обтекателей
установлены
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкции за рубежом 27
Испытаниям подвергают конструкцию, изготовленную по се-
рийной технологии. В большинстве случаев планер самолета раз-
деляют на отсеки, каждый из которых испытывают на отдель-
ном стенде. Типовыми являются следующие отсеки: центральная
часть фюзеляжа с крылом (рис. 1.2), фюзеляж с крылом (рис. 1.3,
1.4) хвостовая часть фюзеляжа с килем (рис. 1.5), горизонталь-
ное оперение (рис. 1.6) и т.д. При испытании основного отсека
Рис. 1.5. Схема хвостовой части фюзеляжа с килем самолета В-757:
I опора: 2 стенка обтекателя; .7 макет стабилизатора. Не установлены: концевой
нбп китель киля, хвостовая часть обтекателя
Рис. 1.6. Схема стабилизатора самолета В-757:
/. вил сверху; 2 вил спереди; 3- макет шарнирных узлов крепления и винтового
лаханизма. Не установлены: уплотнение. законцовки слева и справа
2*
28 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
(фюзеляжа с крылом) штатные агрегаты (шасси, стабилизатор,
киль, пилоны двигателей, закрылки, предкрылки), как правило,
заменяют макетными агрегатами. Такой подход, очевидно, позво-
ляет сократить длительность испытаний за счет того, что в слу-
чае обнаружения усталостного повреждения на одном из отсеков,
испытания остальных отсеков продолжаются. После проведения
восстановительного ремонта испытания поврежденного отсека во-
зобновляются. Однако в этом случае возникают большие трудно-
сти моделирования напряженного состояния, а следовательно, и
усталостного повреждения в зонах стыков агрегатов, в которых
возникает, как правило, наибольшее число усталостных повре-
ждений. Кроме того, такой подход приводит к увеличению сто-
имости изготовления объектов испытаний за счет необходимости
изготовления сложных переходных устройств и отсеков, а также
приводит к увеличению затрат на изготовление и эксплуатацию
большого числа стендов.
При испытании на сопротивление усталости воспроизводят
нагрузки, соответствующие основным режимам типового полета
(рис. 1.7). Создают нагрузки, соответствующие как наземным,
Рис. 1.7. Профиль типового полета самолета В-777:
I высота; 2 — врехщ; 3 — стоянка: 4 наземное обслуживание, руление; 5 — взлет:
6' набор высоты с выпущенными закрылками; 7 — начальная стадия набора высоты;
S конечная стадии набора высоты; 9 - крейсерский полет; 10 — начальная стадия
снижении; 11 конечная стадия снижения; 12 — посадочный удар; 13 пробег; 14
давление в кабине. Наземные нагрузки: буксировка, развороты, руление 5 уровней, тор-
можение, посадочный удар, приземление со сносом самолета Полетные нагрузки: верти-
кальные и боковые нагрузки (маневры 5 уровней, турбулентность 5 уровней), давление в
фюзеляже. тяга двигателя, нагружение поверхностей управления
так и полетным режимам, различным по сложности условиям по-
лета. Спектр переменного нагружения в эксплуатации воспроиз-
водят блоками полетных циклов. Блок формируют из полетных
1 6, Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 29
циклов, которые отличаются степенью усталостной повреждаемо-
сти и числом их повторения в блоке. В блоке реализуют случайное
чередование полетных циклов, а в полетных циклах на различных
режимах также реализуют случайное чередование амплитуд пере-
менных нагрузок. Обращает на себя внимание различный подход
к формированию блока полетных циклов при испытаниях самоле-
тов фирм Boeing и Airbus. Так, например, испытания самолета
А340-600 EF2 проводились блоком, который состоял из 21-го типа
полетных циклов с различной усталостной повреждаемостью. Ка-
ждый из полетных циклов включал 8 различных полетных ре-
жимов и 3 различных типа наземных режимов с различными
средними значениями. При испытаниях же самолетов фирмы Boe-
ing (В-757, В-767, В-777) применялся блок, который состоял из 5
типов полетных циклов, включающих 5 уровней амплитуд пере-
менных нагрузок на каждом из режимов полета и движения по
аэродрому. Последний полетный цикл моделировал очень тяже-
лые условия, редкие в эксплуатации. В результате рассмотрения
блоков переменного нагружения можно отметить, что отсутствует
единый обоснованный подход к формированию блока полетных ци-
клов по таким ключевым параметрам, как число уровней амплитуд
переменного нагружения и величины максимальной и минималь-
ной амплитуд спектров переменного нагружения для наземного и
полетного режимов нагружения.
Испытания проводят на специальных стендах. Так, напри-
мер. испытания конструкции самолета В-757 проводились на ше-
сти стендах:
фюзеляж с крылом (рис. 1.8);
хвостовая часть фюзеляжа с килем (рис. 1.9);
горизонтальное оперение (рис. 1.10);
основная стойка шасси (рис. 1.11);
носовая стойка шасси (рис. 1.12);
предкрылки (рис. 1.13).
Наиболее сложным являются стенды для испытаний основного
отсека «центральной части фюзеляжа с крылом» (см. рис. 1.2), или
«фюзеляжа с крылом* (рис. 1.8. 1.14-1.16). Нагружение осуще-
ствляют многоканальными электрогидравлическими системами с
управлением от ЭВМ (рис. 1.17). Используется от 60 до 200 ка-
налов нагружения. Для воспроизведения распределенных аэро-
динамических и инерционных нагрузок каналы распределены по
самолету. В качестве примера рассмотрим схемы каналов нагру-
жения самолетов В-767, В-777, которые приведены на рис. 1.18
126. Каналы нагружения крыла размешались снизу и обеспечи-
вали двустороннее нагружения для воспроизведения наземных и
полетных режимов (рис. 1.19, 1.26). В концевых сечениях крыла
каналы располагались по оси жесткости, в корневых сечениях ка-
налы располагались по переднему и заднему лонжеронам. Такое
30 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Рис. 1.8. Стенд усталостных испытаний крыла и фюзеляжа самолета В-757
Рис. 1.9. Стенд усталостных испытаний хвостовой части фюзеляжа с килем
самолета В-757
1.6. Ресурсные испытания апиационных конструкций за рубежом 31
Рис. 1.10. Стенд усталостных испытаний стабилизатора самолета В-757
1 ис. 1.11, Стенд усталостных испытаний основной стойки шасси самолета В-757
32 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Рис. 1.12. Стенд усталостных испытаний носовой стойки шасси самолета В-757
Рис. 1.13. Стенд усталостных испытаний предкрылков самолета В-757
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 33
Рис. 1.14. Схема стенда усталостных испытаний конструкции самолета А-380
Рис. 1.15. Стенд усталостных испытаний конструкции самолета А-380
31 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Рис. 1.16. Стенд усталостных испытаний планера самолета В-767
Рис. 1.17- Система управлении многоканальным нагружением при усталостных
испытаниях самолета В-767
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 35
Рис. 1.18. Схема каналов нагружения фюзеляжа самолета В-767
Рис. 1.19. Схема каналов нагружения крыла самолета В-767
36 Гл. I, Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Рис. 1.20. Схема приложения вертикальных реактивных усилий к самолету
Рис. 1.21. Схема
В-767
приложения боковых реактивных усилий к фюзеляжу самолета
1.6. Ресурсные йены талия авиационных конструкций за рубежом 37
Рис. 1.22. Схема нагружения предкрылков самолета В-767
Рис. 1.23. Схема нагружении закрылков самолета В 767
Рис. 1.24. Схема нагружения киля самолета В-767
38 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
размещение каналов позволяло воспроизводить несколько распре-
делений нагрузок, соответствующих различным режимам полета.
Усилия от гидроцилиндров передавали на конструкцию через ло-
жементы (рис. 1.19). Рассмотрение схемы нагружения фюзеляжа
(рис. 1.18. 1.26) позволяет отметить, что каналы нагружения рас-
положены по оси симметрии самолета. Такое расположение кана-
лов очевидно позволяет воспроизвести распределения изгибающих
моментов. Для уравновешивания активных нагрузок к фюзеляжу
и шасси в вертикальном, продольном и боковом направлениях при-
кладывали реактивные усилия (рис. 1.20, 1.21, 1.26). Схема на-
гружения подвески двигателей (рис. 1.25, 1.26) предусматривает
N0I
N02
Рис. 1.25. Схема нагружения левой гондолы двигателя самолета В-767
приложение к макету двигателя нагрузок в вертикальном, гори-
зонтальном и боковом направлениях. Для нагружения хвостовой
части фюзеляжа кроме нагрузок, действующих на фюзеляж, пре-
дусмотрены нагрузки на киль, которые прикладывают в боковом
направлении (рис. 1.24, 1.26), а также нагрузки на макет стаби-
лизатора, которые прикладывают в вертикальном направлении.
Кроме циклического нагружения, гермофюзеляж подвергается
действию избыточного давления. Так, например, при испытании
самолета В-777 в гермофюзеляже создавалось избыточное давление
0,066 МПа. Для этого использовались два воздушных компрессора,
которые обеспечивали подачу 6м'*/с с давлением 0,77 МПа. Это
позволило надувать гермофюзеляж емкостью 1300 м3 за 15 с.
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 39
Рис. 1.26. Схема каналов нагружения планера самолета В-777:
1 макет шигают: 2 макет праной основной стойки шасси; 3 реактивные усилия;
> активные усилия. 5 — макет левого двигателя; 6 макет левой основной стойки
шасси; 7 макет носовой стойки шасси
40 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
Рис. 26 (окончание)
Усталостные испытания, как правило, начинают до начала пас-
сажирских перевозок и к моменту сертификации удается достичь
наработки, соответствующей ~ 30% проектного ресурса. Для про-
ведения испытаний в приемлемые сроки их проводят 24 часа в
сутки 6 дней в неделю. Средняя продолжительность полетного
цикла достигает 2,6 4 мин. Такая продолжительность полетного
цикла и практическое отсутствие усталостных повреждений до
наработки двух проектных ресурсов позволяет провести усталост-
ные испытания в беспрецедентно сжатые сроки 1,5 2 года. По-
видимому, достичь такого уровня можно за счет применения со-
временного экспериментального оборудования и маслонасосной
станции большой производительности, а также разработки мето-
дов испытаний, позволяющих существенно сократить остановки
испытаний на проведение восстановительных ремонтов. Так, для
испытаний самолета В-777 использовалась современная система
многоканального нагружения с цифровым управлением фирмы
MTS Аего-90 и маслонасосная станция с подачей 113 л/с с да-
влением 20 МПа.
Для измерений напряженного состояния на конструкции мон-
тируют порядка 1000 тензодатчиков, показания которых регистри-
руют информационно-измерительной системой. Сравнительно не-
большой объем тензометрии, по-видимому, обусловлен тем, что
тензометрию применяют для верификации напряженного состо-
яния, полученного расчетом и тензометрией, только в наиболее
критических по условиям усталости зонах конструкции.
1.6.2. Ресурсные испытания конструкций маневренных само-
летов. С целью анализа современных подходов к проведению ре-
сурсных испытаний натурных конструкций маневренных само-
летов рассмотрены проведенные в последнее время испытания
натурных конструкций следующих маневренных самолетов:
испытания самолета Eurofighter EF2000 [12]:
испытания самолета F-22 «Рэптор» [13];
испытания самолета F-16 [14];
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 41
испытании истребители XF-2 [15];
испытании самолета JAS39 Gripen [16];
испытания хвостовой части фюзеляжа с хвостовым опере-
нием самолета F/A-18 [17].
Так же как и дли пассажирских самолетов, основными зада-
чами испытаний являются:
экспериментальное подтверждение проектного ресурса;
выявление зон конструкции, чувствительных к усталости;
исследование напряженного и деформированного состояний
конструкции и сравнение с результатами статических и летных
испытаний, а также конечно-элементных расчетов.
Проектный ресурс находится в диапазоне от 4000 до 8000 лет-
ных часов. Так, для самолетов F-22 «Рэптор» и F-16 проектный
ресурс достигает 8000 летных часов, в то время как для самолета
Eurofighter EF2000 он равен 6000 летных часов, а для самолета
JAS39 Gripen 4000 летных часов.
Для экспериментального подтверждения проектного ресурса
применяют различные подходы к проведению натурных испыта-
ний. Так, конструкции самолетов F-22 «Рэптор» и JAS39 Gripen
испытаны на усталость с четырехкратным запасом. Усталостные
испытания самолетов Eurofighter EF2000 и F/A-18 проведены с
трехкратным запасом. Усталостные испытания самолета F-16 про-
ведены всего в объеме двух проектных ресурсов. Однако в про-
цессе испытаний в отдельных зонах была продемонстрирована
выполнимость условия медленного роста трещин, а также под-
тверждена несущая способность конструкции при наличии этих
грещин. Для конструкции истребителя XF-2 на первом этапе про-
ведены усталостные испытания в объеме двух проектных ресур-
сов. а на втором этапе проведены испытания на длительность раз-
вития трещин также в объеме двух проектных ресурсов.
Испытываемый образец представляет собой, как правило,
полноразмерную серийную конструкцию. Дополнительно к уста-
лостным испытаниям планера часто проводят испытания на изо-
лированных стендах стабилизатора, пилонов и управляющих по-
верхностей самолета. Так, образец самолета EF2000 включал
переднюю, центральную и хвостовую части фюзеляжа, киль и
крыло без оборудования. Некоторые агрегаты самолета были за-
менены их макетами (шасси, двигатели, обтекатель локатора, пи-
лоны, предкрылки, воздушные тормоза). Были смонтированы
трубопроводы топливной системы для их наддува воздухом. Ка-
бина пилота с фонарем и воздухозаборник также подвергались
избыточному давлению воздухом. Программой усталостных ис-
пытаний самолета F-16 предусматривались испытания планера
с макетами горизонтального оперения и шасси и отдельно гори-
зонтального оперения и шасси. Испытываемый планер содержал
крыло, предкрылки, флаппсроны, фюзеляж, киль, фонарь, узлы
42 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
крепления двигателя, макеты двигателя, стабилизатора и шасси.
С испытываемого планера были сняты следующие агрегаты: носо-
вой обтекатель, шасси, пилоны, тормозной крюк, воздушные тор-
мозные щитки, стабилизатор и руль направления.
Циклическое нагружение осуществляют полетными циклами,
которые моделируют реальные условия полета и маневры. Полет-
ные циклы моделируют как симметричные, так и несимметрич-
ные случаи нагружения и охватывают область скоростей и высот
полетов, определяющих эксплуатационные возможности самолета.
Испытания проводят по программам типа «полет за полет» со слу-
чайным чередованием полетных циклов и случайным чередова-
нием нагрузок в них. Программа нагружения включает большое
количество различных профилей полета и различных распределе-
ний нагрузки. Так, например, программа нагружения самолета
Eurofighter EF2000 включала 17 различных профилей полета и
800 различных распределений нагрузки. Спектр нагружения кон-
струкции самолета XF-2 при усталостных испытаниях разрабо-
тан в соответствии с MIL-A-008866B с некоторыми модификаци-
ями. связанными с особенностями боевого применения самолета.
Схема полетного цикла приведена на рис. 1.27. Особенностью ис-
Рис. 1.27. Схема полетного цикла усталостных испытаний самолета XF-2:
I нагружение планера; 2 нагружение шасси; 3 давление в кабине пилота; X
давление в топливных баках; 5 нагружение двигателя; 6 — наземные режимы; 7 —
полетные режимы; 8 приземление; 9 — касание и полет; 10 наземные режимы; II
время; IX пробег, 13 постоянное или ступенча тое давление в зависимости от задания;
14 постоянное давление в полете. 15 — наг руление в зависимости от полетного задания
1.6. Р<'сурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 43
пытаний хвостовой части фюзеляжа с хвостовым оперением само-
лета F/A-18 являлось моделирование переменных нагрузок, вы-
званных бафтингом. Возникновение вибрационных нагрузок от
бафтинга характерно для самолетов с двумя килями, особенно на
режимах полета с большими углами атаки.
Стенды испытаний представляют собой сложные автоматизи-
рованные комплексы, основанные на применении многоканаль-
ных систем нагружения. Стенд испытаний самолета Eurofighter
EF2000 представлен на рис. 1.28. На стенде использовалось всего
Рис. 1.28. Схема стенда усталостных испытаний конструкции EF2000
66 следящих каналов. Нагрузки прикладывались к конструкции
при помощи нескольких фитингов, установленных на ней, и боль-
шого числа узлов, приклеенных к поверхности крыла, фюзеляжа
и киля. Стенд усталостных испытаний одноместного самолета
IAS39 G ripen (рис. 1.29) включал 90 каналов следящего нагру-
жения. Натурные усталостные испытания конструкции самолета
XF-2 проводились на трех стендах, а именно: стенд испытаний
планера одноместного самолета, стенд испытаний отсека фюзе-
ляжа двухместного самолета и стенд испытаний горизонтального
оперения. На рис. 1.30 приведены схемы нагружения планера и
агрегатов самолета XF-2. При испытании самолета F-16 нагрузка
к крылу и килю прикладывалась через лямки, а к фюзеляжу че-
рез фитинги. Система нагружения включала 105 гидроцилиндров
и 82 электрогидравлических сервоклапана, которые управлялись
от ЭВМ. Используемая рычажная система позволяла воспроизво-
дить 65 различных распределений нагрузок. В полетных циклах
моделировалось избыточное давление в кабине и топливных от-
секах. При испытании хвостовой части фюзеляжа с хвостовым
44 Гл. 1. .Набораторные pet урсные испытания в авиастроении
оперением самолета F/A-18 длл воспроизведения вибрационных
нагрузок использовались электродинамические силовозбудители,
а для воспроизведения маневренных нагрузок использовались спе-
циальные пневматические силовозбудители. Вибрационное нагру-
жение использовалось для воспроизведения вибраций концевых
Рис. 1.29. С тепл усталостных испытаний одноместного варианта самолета
Gripen
сечений киля и стабилизатора, которые были измерены в летном
эксперименте. Для контроля вибронагружения проводилась тен-
зометрия в стендовых условиях, и результаты сравнивались с ре-
зультатами летных измерений. Сравнение показало, что стендо-
вые условия нагружения более жесткие, чем нагружение в полете.
Регламент осмотра разрабатывают в соответствии с MIL-A-
83444. Дефектоскопию конструкции осуществляют токовихревым
методом для элементов, выполненных из алюминиевых и титано-
вых сплавов и магнитным методом для элементов из стали. Для
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкций за рубежом 15
Рис. 1.30. Схемы стендов испытаний конструкции самолета XF-2:
I планер пднпмсстнигп самилгга; 2 система контроля; 3 система управления; J
гиг гема управлении маслосташшей; 5 - система управлении наддувом: 6 горизонталь-
ное оперение; 7 — отсек фккгеляжл двухместного самолета
контроля внутренней части конструкции используют ренгенокон-
троль. Для контроля под накладкой используют низкочастотный
токовихревой метод. Ультразвуковой метод использовался для об-
наружения расслоения и непроклея в конструкции.
Для верифиации напряженного состояния проводят тензоме-
трию значимых по условиям усталости элементов конструкции.
На конструкции самолета JAS39 Gripcn монтировались 600 тензо-
датчиков. На конструкцию самолета F-22 «Рэптор» было наклеено
около 1000 тензодатчиков. Показания тензодатчиков регистриро-
вались с быстродействием 4000 изм./с.
Значительным отличием ресурсных испытаний самолета F-16
являлось их раннее календарное планирование. К моменту приня-
тия решения о серийном производстве испытания были проведены
в объеме проектного ресурса, а к началу поставки первого самолета
заказчику испытания были проведены в объеме двух проектных
ресурсов.
1.6.3. Ресурсные испытания конструкции сверхзвукового пас-
сажирского самолета. Создание сверхзвуковых самолетов как во-
енного, так и гражданского назначения потребовало разработки
экспериментального оборудования и методик моделирования аэро-
динамического нагревания. В настоящее время накоплен боль-
46 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
шой опыт проведения статических испытаний при высоких тем-
пературах и автоматизации управления процессом эксперимента,
автоматизации сбора и обработки данных эксперимента [18 20].
Первым опытом проведения усталостных испытаний с воспро-
изведением циклического нагрева были испытании натурных
конструций сверхзвуковых пассажирских самолетов «Конкорд» и
Ту-144. Программой сертификации англо-французского сверхзву-
кового пассажирского самолета «Конкорд» предусматривалось про-
ведение усталостных испытаний натурной конструкции с нагре-
вом в объеме двух проектных ресурсов и последующие испыта-
ния на остаточную прочность. Испытаниям подвергался шестой
экземпляр самолета, который полностью соответствовал серийным
конструкциям [21].
Отличительной особенностью сверхзвукового пассажирского
самолета является длительное нагревание конструкции в сверх-
звуковом полете. Это приводит к дополнительным повреждениям
конструкции, вызванными старением материала, его ползучестью
и температурными напряжениями. Особые трудности моделиро-
вания в лабораторных условиях повреждений, вызванных дли-
тельным действием температуры, в сочетании с усталостными по-
вреждениями вызывает тот факт, что повреждения конструкции
от действия нагрева зависят как от величины температуры, так
и от времени ее действия. Очевидно, в лабораторных условиях
возможно моделирование повреждений конструкции, вызванных
ее нагреванием в сверхзвуковом полете, путем воспроизведения в
стендовых условиях температурного цикла в реальном масштабе
времени. Однако в этом случае продолжительность испытаний
была бы неприемлемой, так как наработка при испытаниях не
обеспечивала бы необходимое опережение наработки в эксплуа-
тации. Поэтому для испытаний конструкции самолета «Конкорд»
было разработано два варианта температурного цикла (рис. 1.31).
Сокращенный до 36(H)с температурный цикл моделировал повре-
ждение одного типового полета. Температурный цикл длительно-
стью 6000 с с повышенной максимальной температурой по сравне-
нию с максимальной температурой в типовом полете моделировал
повреждение двух типовых полетов. Первый подход к формиро-
ванию температурного цикла не в полной мере моделировал по-
вреждения от действия повышенной температуры, так как время
действия повышенной температуры сокращено по сравнению с вре-
менем ее действия в типовом полете. Второй подход позволял смо-
делировать повреждения от действия длительного нагрева за счет
увеличения максимальной температуры на режиме выдержки.
Испытания проводились в лаборатории Royal Aircraft. Estab-
lishment (RAE) в Англии [22]. Для проведения испытаний был
создан уникальный стенд, системы которого обеспечивали цикли-
ческое нагружение, нагревание и охлаждение испытываемой кон-
1.6. Ресурсные испытания авиационных конструкций ла рубежом 47
струкции, а также циклический наддув пассажирского салона,
кабины экипажа и топливных баков. Во время испытаний топ-
ливные баки были заполнены специальной жидкостью, которая
имела высокую температуру воспламенения. Нагрузки на крыло.
2(Ю
Время, с
---- Набор высоты
••••• Снижение
Крейсерский полет
Восстановление
Рис. 1.31. Цикл нагревания и охлаждения конструкции при усталостных испы-
таниях самолета «Конкорд»
фюзеляж и оперение так же, как и при испытании дозвуковых са-
молетов, прикладывались посредством рычажных систем многока-
нальной электрогидравлической системой нагружения. Очевидно,
что методы воспроизведения переменных нагрузок ничем не отли-
чаются от методов, которые применяют при испытании конструк-
ций дозвуковых самолетов.
Сложной технической задачей является необходимость допол-
нительно к переменному нагружению конструкции циклически ее
нагревать и охлаждать. Циклический нагрев и охлаждение кон-
струкции самолета «Конкорд» осуществляли конвективным спосо-
бом. Для этого испытываемую конструкцию окружали пятью за-
мкнутыми воздушными контурами. Воздух в каждом из контуров
циклически нагревался и охлаждался с. помощью теплообменни-
ков. Скорость воздушного потока, расход воздуха и его темпера-
тура на входе рабочей части изменяли по заданной программе.
Для изменения температуры воздушного потока применилась спе-
циальная установка нагрева и охлаждения воздуха, блок-схема ко-
торой приведена на рис. 1.32. Температура воздуха регулировалась
с помощью двух последовательно соединенных между собой тепло-
обменников. Вода циркулировала через первый теплообменник,
48 Гл. 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении
который действовал как нагреватель при подаче воды с темпера-
турой 453 К и как охлаждающее устройство при температуре воды
278 К. Охлажденный до 213 К аммиак подавался во второй тспло-
Рис. 1.32. Блок-схема установки для нагрева п охлаждения воздуха:
1 створки: 2 - теплообменник А' I; 3 теплообменник Л* 2; р- охладитель воды;
5 установка предварительного охлаждения; 6 расширительный бак; 7 установка
охлаждения аммиака; я испаритель: 9 — нагрева тельное устройство; 1(1 охлажденная
вода; II горячая вода; 12 обратный поток; 13— холодный аммиак; Ц теплый
аммиак
обменник. Во время подачи горячего воздуха створки закрывали
вход во второй теплообменник и одновременно открывали каналы
между элементами второго теплообменника.
Глава 2
ВЛИЯНИЕ МОДИФИКАЦИИ БЛОКА ПОЛЕТНЫХ
ЦИКЛОВ НА УСТАЛОСТНОЕ ПОВРЕЖДЕНИЕ
Важнейший вопрос, которым занимаются во многих лаборато-
риях. это каким образом моделировать переменную погружен-
ность при стендовых испытаниях натурных конструкций само-
летов.
Переменная нагруженность каждого экземпляра самолета из
парка в сильной степени зависит от условий эксплуатации, по-
этому ее представляют в виде осредненных спектров, полученных
статистической обработкой данных по неровностям аэродромов,
турбулентности атмосферы и маневрам на различных режимах
движения по аэродрому и полета. При моделировании возникает
вопрос, как перейти от осредненных спектров к блоку полетных
циклов для адекватной и консервативной оценки долговечности
конструкции при испытаниях. Для этого необходимо решить, на
каких уровнях ограничивать максимальные и минимальные на-
грузки спектров, каким образом чередовать переменные нагрузки
в полетном блоке. В связи с этими проблемами проведены мно-
гочисленные исследования, результаты которых, к сожалению, не
позволяют установить количественные зависимости. Поэтому вы-
полнен анализ этих данных, для того чтобы судить об основных
тенденциях, которые необходимо учитывать при натурном моде-
лировании переменной нагруженности.
2.1. Эффекты чередования циклов в полетном блоке
Эффекты чередования циклов напряжений в спектре «турбу-
лентность» изучены Науманом и Якоби [23. 24].
На рис. 2.1 показано отношение долговечностей для трех ва-
риантов чередования напряжений в спектре к долговечности при
случайной последовательности полных циклов. Рассмотрены сле-
дующие варианты чередования напряжений:
случайная последовательность полных циклов;
случайная последовательность полуциклов с чередованием
минимума и максимума;
случайная последовательность полуциклов без чередования
минимума и максимума.
5 zak123
50
Гл. 2. Слияние модификации (Хюка полетных циклов
Из рисунка видно, что эффекты незначительные. Средние зна-
чения долговечностей отличаются друг от друга не более чем на
19%.
В работах [25. 26] исследовалось влияние чередования напря-
жений в спектре «турбулентность» на длительность роста уста-
лостных трещин. Исследования проводились на плоских образцах
шириной 160 мм из материалов 2021-ТЗ и 7075-Т6. Трещина раз-
вивалась от начального размера 21 = 2 мм до полного разрушения.
Рассмотрены следующие варианты чередования напряжений:
случайная последовательность полных циклов;
случайная последовательность полуциклов с чередованием
минимума и максимума;
упорядоченная последовательность полных циклов (ампли-
туда «малая большая малая»).
На рис. 2.2 показано отношение длительностей развития тре-
щин для трех вариантов чередования напряжений в спектре к дли-
тельности развития трещины при случайной последовательности
полных циклов. Из рисунка видно, что длительности развития
трещин отличаются не более чем на 5%.
Таким образом, приведенный анализ результатов исследований
долговечности и длительности развития трещины при нагружении
2.2. Влияние диклов малой амплитуды
51
спектром «турбулентность» показывает, что случайная последова-
тельность полных циклов, случайная последовательность полуци-
Отношение долговечностей
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0
--------- - ---------------1
Упорядоченная последовательность
полных полуциклов (амплитуда
малая-большая-малая)
Случайная последовательность
полу циклов без чередования
минимумов и максимумов
Случайная последовательность
полных циклов
Рис. 2.2. Влияние чередования нагрузок в полетном блоке на длительность роста
трещин
клов и упорядоченная последовательность полных циклов вносят
практически такую же усталостную повреждаемость, что и случай-
ная последовательность полных циклов.
2.2. Влияние, циклов малой амплитуды
В спектре переменных нагрузок число циклов с малой ампли-
тудой составляет относительно большое количество. Для сокраще-
ния длительности полетного цикла возникает необходимость опу-
стить часть этих циклов. Однако циклы с малой амплитудой могут
привести к усталостному повреждении) конструкции, по крайней
мере, по одной из следующих причин:
из-за их большого количества циклы с малой амплитудой
могут вызвать фреттинг-коррозию и, как следствие, инициировать
образование усталостной трещины;
циклы с малой амплитудой могут вызвать подрастание тре-
щин, которые образованы действием циклов с большой амплиту-
дой: в этом случае даже циклы с амплитудой ниже предела уста-
лости могут вызвать усталостное повреждение;
предварительное действие циклов с малой амплитудой мо-
жет способствовать ускорению развития трещины при последую-
щем действии циклов с большой амплитудой.
5*
52 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
Однако можно предположить, что в случае случайного чередо-
вания циклов малой и большой амплитуды в полетном блоке вли-
яние циклов малой амплитуды на развитие трещины может быть
не столь существенным.
Для оценки эффекта исключения из спектра переменного на-
гружения циклов малой амплитуды выполнен анализ результатов
исследований длительности роста усталостной трещины, которые
проведены Шивой [25, 26]. Рассмотрены следующие варианты усе-
чения циклов напряжений малой амплитуды:
случайная последовательность полных циклов:
исключены циклы наземных режимов;
исключены циклы малой амплитуды спектра «турбулент-
ность» (<та = 11 МПа);
исключены циклы малой амплитуды спектра «турбулент-
ность» (<та = 11 МПа, <та = 22МПа);
цикл «земля воздух -земля» (ЗВЗ).
Результаты испытаний представлены в виде отношений дли-
тельностей развития трещин для четырех вариантов усечения
Рис. 2.3. Влияние циклов малой амплитуды на длительность роста трещин
циклов малой амплитуды напряжений в спектре к длительности
развития трещины при случайной последовательности полных ци-
клов (рис. 2.3). Из рассмотрения рисунка видно, что как ис-
2.3. Влияние циклов большой амплитуды 53
ключение циклов сжатия на наземных режимах, так и исключе-
ние циклов с амплитудой <та = Ц МПа из спектра «турбулентность»
приводят к незначительному изменению длительности роста тре-
щины. В случае исключения из спектра «турбулентность» циклов
с амплитудой <та = 11 МПа одновременно с циклами с амплитудой
(7Й = 22 МПа длительность роста усталостной трещины увеличи-
лась на 91% для образцов из материала 2024-ТЗ и на 66% для
образцов из материала 7075-Т6. При испытании циклом ЗВЗ дли-
тельность развития трещин увеличилась в 3,4 раза для образцов
из материала 2024-ТЗ и в 2,5 раза для образцов из материала
7075-Т6.
Приведенные результаты исследований позволяют заключить,
что к вопросу исключения из программы испытаний циклов ма-
лой амплитуды необходимо подходить крайне осторожно. Обосно-
ванную величину амплитуды переменных напряжений, которой
можно пренебречь при усталостных испытаниях, можно опреде-
лить только на основании экспериментальных исследований.
2.3. Влияние циклов большой амплитуды
Циклы большой амплитуды могут как увеличивать долговеч-
ность, так и уменьшать по следующим причинам:
эти циклы вносят существенный вклад в усталостное по-
вреждение как при зарождении трещины, так и при ее развитии;
при нагружении полетными циклами этот вклад может быть даже
более существенным, чем при регулярном нагружении циклами
большой амплитуды в связи с неблагоприятным взаимодействием
циклов большой и малой амплитуд;
никлы большой амплитуды также сокращают долговечность
в связи с уменьшением критического размера трещины;
с другой стороны, циклы большой амплитуды могут увели-
чить долговечность, если они вызывают благоприятные сжимаю-
щие остаточные напряжения в зоне концентратора либо в вершине
трещины.
Для оценки влияния циклов большой амплитуды выполнен
анализ результатов исследований, которые приведены в работах
многочисленных авторов [25-34].
В работах [25, 26] приведены результаты испытаний плоских
образцов с отверстием из материала 2024-ТЗ. Нагружение осу-
ществлялось блоком полетных циклов, который формировали на
основании спектра переменных напряжений в нижней панели
крыла «турбулентность». В спектре варьировалась максимальная
амплитуда <та1пах = 44; 66 и 88 МПа при среднем напряжении по-
летного цикла <7,п = 70 МПа. При испытании определяли долго-
вечность до образования начальной трещины длиной 2 мм и дли-
тельность ее роста до полного разрушения образца. Результаты
54 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
испытаний представлены рис. 2.4 в виде отношений долговечно-
стей для трех вариантов спектров к долговечности для спектра с
(Та max = 44 МПа в зависимости от отношения <7amax/°m- Из ри-
Рис. 2.4. Влияние никлов большой амплитуды на долговечность (плоский обра-
зец шириной 0,16 м, материал 2024-ТЗ, начальная трещина 2 • 10 3 м, спектр
«турбулентность», полетный блок «полет за полет»)
сунка видно, что увеличение отношения Oamax/om с 0,63 до 1,26
приводит как к увеличению в 1,5 раза долговечности до образова-
ния трещины, так и к увеличению в 3,9 разя длительности роста
трещины.
Для учета влияния циклов большой амплитуды рядом авторов
сделана попытка скорректировать закон линейного суммирования
усталостных повреждений в зависимости от максимального на-
пряжения спектра напряжений. Так. например, в работах [27, 30
32] приведены результаты исследований влияния циклов большой
амплитуды на суммирование усталостных повреждений при испы-
тании образцов с концентратором (kt = 2,5; 3,6; 4), выполненных
для материала 2024-ТЗ, при нагружении блоком полетных циклов,
который формировали на основании спектра переменных напря-
жений в нижней панели крыла — «турбулентность». Результаты
исследований представлены на рис. 2.5. На рисунке показано, что
в исследованном диапазоне отношения а&тлх1ат от 1,15 до 1,6
параметр суммирования ^(п/АА) меньше 1 за исключением слу-
2.3. Влияние циклов большой амплитуды
55
чан tfamax/^m = 1Д для которого параметр суммирования ра-
вен 1.23. Наименьшие значения параметра суммирования наблю-
даются при отношениях олтлх/ат = 1,15-1,19. В этом случае
параметр суммирования находится в диапазоне от 0,23 до 6.35.
Такое низкое значение, по-видимому, можно объяснить неблаго-
приятным взаимодействием циклов малой и большой амплитуд в
Рис. 2.5. Влияние циклов большой амплитуды на суммирование усталост-
ных повреждений:
! <г,„ - 160 МПа, 2024-ТЗ, kt - 2,5, Technion; г — а„, = 130 МПа. 2024-ТЗ, к, = 2,5,
<?m = 160 МПа, 2024-ТЗ. - 2,5, I.BF; 4 <r„, = 110 МПа, 2024-ТЗ, fct = 3,6.
I ВГ; 5 <т„, = ЮО МПа. 2024-ТЗ. kt = 4. NASA: 6 <7,„ = 130 МПа. 2024-ТЗ. к, = 2,5.
Hxhnion: 7 а,„ - ЮОМПа. 2024-ТЗ, *» 3,6, 1.BF
полетном блоке. Очевидно, что из рассмотренных результатов ис-
следований невозможно выявить закономерность, позволяющую
численно оценить влияние отношения <татах/<тт на параметр сум-
мирования 52(n/W). Это показаваст, что отношение <7атах/сгш
не может служить универсальным параметром, который позволил
бы оценить степень влияния редкого цикла максимальной ампли-
туды на долговечность. Поэтому была предпринята попытка по-
иска такого параметра. Принималось во внимание, что эффект от
Действия цикла большой амплитуды в сильной степени зависит от
величины остаточных напряжений в зоне концентратора, которые
"'•условлены пластическими деформациями. Это позволило пред-
"оложить. что эффект зависит от отношения максимального упру-
гого напряжения в концентраторе редкого цикла перегрузки к пре-
делу текучести материала, которое можно записать: о-„ Iriaxfc(/<ro,2.
56 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
Для подтверждения этого предположения результаты испытаний,
полученные в различных лабораториях при различных спектрах
нагружения, были приведены к спектру «турбулентность», по кото-
рому были проведены испытания в лаборатории NLR. Приведение
осуществлялось по линейной гипотезе суммирования усталостных
повреждений. В результате получали скорректированные значе-
ния долговечностей, которые относили к долговечности, получен-
ной при испытании по спектру «турбулентность» при соотноше-
нии <т„ niax^’e/сто,2 = 0,9. Полученные таким образом относитель-
ные долговечности Лг в зависимости от параметра <тптахА:,/<7о,2
построены на рис. 2.6. Из рассмотрения рисунка можно заме-
Рис. 2.6. Влияние циклов большой амплитуды на отношение долговечностей
для образцов с отверстием:
О «турбулентность»; О — «TWIST»; • — «F-28» тяжелый: И «7 WIST»-!; —
«TWIST»-!!!; о <TWIST»-Va; * «TWIST»-Vb; ♦ «TWI.ST.-Vc; x «TWIST.-IX;
+ .TWIST.X
тить корреляционную зависимость между относительной долго-
вечностью 7V и параметром <тп max At/сто,2- Наблюдается увеличе-
ние относительной долговечности Лг от 1 до 20 при изменении
соотношения <7птах^/о’о,2 в диапазоне от 0,9 до 1,8; дальнейшее
увеличение соотношения до 2,6 приводит к незначительному уве-
личению относительной долговечности и затем к ее снижению.
Следовательно, параметр <тптахА’</<7о,2 может служить мерой для
оценки усталостного повреждения при выборе максимальной ам-
плитуды переменных напряжений в блоке полетных циклов.^Экс-
периментальная зависимость относительной долговечности от
параметра crnmaxW*7!)^ позволяет обоснованно выбрать величину
2.3. Влияние циклов большой амплитуды
57
максимальной амплитуды переменного напряжения при форми-
ровании блока полетных циклов. Эта зависимость может также
использоваться для определения эквивалента между различными
спектрами нагружения.
В работе [35] исследовалось влияние редких циклов большой
амплитуды на длительность роста усталостной трещины. Иссле-
дование проводилось на образцах из листа толщиной 2.3 мм из
алюминиевого сплава 2024-ТЗ. В образцах предварительно вы-
ращивалась центральная усталостная трещина длиной 12,7 мм.
Образцы нагружались циклами с постоянной амплитудой (<ттах =
= 70МПа. R = 0,2) и периодически через 2500 циклов прикла-
дывался цикл перегрузки. Максимальное напряжение цикла пе-
регрузки Стптах изменялось в диапазоне от 1,125сттах до 4<гП1ах.
Зависимость длительности роста трещины jVrp от величины пере-
грузки приведена на рис. 2.7. В большинстве случаев наблюдалось
Рис. 2.7. Зависимость длительности роста трещины от отношении
увеличение длительности развития трещины. Наибольшее уве-
личение длительности развития трешины наблюдалось при цикле
перегрузки с <7птах/сттах = 2. Приведенные результаты исследова-
ний показывают существенное влияние редких циклов перегрузки
на процесс развития усталостной трещины.
В работах [36, 37] предложена модель замедления развития
усталостной трещины, основанная на том, что задержка разви-
тия трещины обусловлена остаточными сжимающими напряже-
ниями, возникающими в результате пластических деформаций в
вершине трещины после воздействия высоких напряжений. Эта
модель предполагает только замедление процесса развития тре-
щины. Приведенные же результаты показывают, что редкие ци-
4 zak123
58 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
клы перегрузки приводят как к замедлению процесса развития
трещины, так и к ускорению роста трещины в зависимости от
величины отношения стПП1ах/сттах. Поэтому возникла необходи-
мость поиска параметра, характеризующего цикл перегрузки, от
которого существовала бы зависимость степени влияния на дли-
тельность роста усталостной трещины. Очевидно, что отношение
<7n max/^niax не может быть универсальной мерой влияния редких
циклов перегрузки на длительность развития трещины, так как
это влияние зависит не только от отношения тптах/<тп1ах, но и от
абсолютной величины перегрузки <тишах.
Если исходить из того, что на процесс развития трещины ока-
зывает влияние пластическая деформация, возникающая в вер-
шине трещины в результате действия цикла перегрузки, тогда
можно ожидать, что степень этого влияния зависит от размера
пластической зоны в вершине трещины. Размер пластической
зоны в случае плоского напряженного состояния определяется ве-
личиной гу [37]:
1
Гу = — I ---- .
2тг \гт0,2/
Коэффициент интенсивности напряжений для цикла перегрузки:
= max ''/itl Q.
Из приведенных формул видно, что размер пластической зо-
ны для фиксированной длины трещины зависит от соотношения
<тп max/^o.'J- Зависимость длительности роста трещины от вели-
Рис. 2.8. Влияние редких циклов перегрузки на относительную длительность
роста трещины
чины перегрузки, которая приведена на рис. 2.7, была перестро-
ена в координатах «относительная длительность роста трещины
О’птах/^од)» (рис. 2.8). Относительная длительность роста тре-
2.4. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ
59
тины определялась как отношение длительности роста трещины
при действии цикла перегрузки к длительности роста трещины
без действия цикла перегрузки. Полученная зависимость показы-
вает. что редкая перегрузка, у которой (о’птах/^О.г) 0,2 прак-
тически не оказывает влияния на длительность роста трещины.
Наибольшее увеличение длительности роста трещины наблюдает-
ся при действии цикла перегрузки, у которого (стпшах/^о.г) ~ 0,4.
Таким образом, установленная зависимость относительной дли-
тельности роста трещины от отношения аптах/^О.г позволяет оце-
нить влияние редких циклов перегрузки на длительность разви-
тия трещины и обосновано выбрать максимальное напряжение
редкого цикла большой амплитуды в блоке полетных циклов.
2.4. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ
Сжимающее напряжение цикла ЗВЗ может вызвать неблаго-
приятные остаточные напряжения в зоне концентратора или в
вершине трещины, которые в свою очередь могут привести как
к уменьшению долговечности до зарождения трещины, так и к
сокращению периода ее развития. Неблагоприятное влияние сжи-
мающего напряжения цикла ЗВЗ, по-видимому, может проявиться
в зонах геометрических концентраторов и в зонах малых трещин.
Для больших трещин сжимающие напряжения приводят к смыка-
нию краев трещины и практически не должны оказывать влияния
на ее развитие.
Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ на долговеч-
ность при моделировании случайного спектра полетного цикла
впервые было показано в работах Наумана, а также Имига и Илга
[32. 38]. Результаты этих исследований приведены в табл. 2.1.
Таблица 2.1
Материал Спектр нагружения t^min ЗВЗу МПа Долговечность (полетные циклы)
7075-Т6 Спектр «турбулентность» 0 -70 2699 1334
Ti-8A1-Mo-V Спектр, характерный для сверхзвуко- вого пассажирского самолета. Испы- тания при нормальной температуре 0 -105 -211 > 52000 16600 8500
Из алюминиевого сплава 7075-Т6 испытывались плоские об-
разцы с боковыми надрезами (fcf = 4). Из титанового сплава
Ti-8AI-Mo-V испытывались плоские образцы с эллиптическим от-
верстием (fc( = 4). Эти результаты показывают, что сжимаю-
щие напряжения цикла ЗВЗ приводят к существенному уменьше-
нию долговечности до разрушения образцов как из алюминиевого
4*
60 Гл. 2. влияние модификации блока полетных циклов
сплава, так и из титанового сплава по сравнению с долговечностью
образцов, испытанных спектром с минимальным напряжением ци-
кла ЗВЗ, равным нулю.
В работе [35] приведены результаты исследований влияния
редких циклов сжатия большой амплитуды на длительность раз-
вития трещины. Исследование проводилось на образцах из листа
толщиной 2.3 мм из алюминиевого сплава 2024-ТЗ. В образцах
предварительно выращивалась центральная усталостная трещина
длиной 12,7мм. Образцы нагружались циклами с постоянной амп-
литудой (<тП1ах = 70 МПа, R = 0.2) и периодически через 2500 цик-
лов прикладывался цикл перегрузки сжатия. Цикл перегрузки
сжатия прикладывался после воспроизведения цикла растяжения
с максимальным напряжением, в два раза превышающем напря-
жение цикла регулярного нагружения, т.е. «Гптах/^шах — 2. Отно-
шение <тп min/^max изменялось в диапазоне от 0 до —3. На рис. 2.9
Рис. 2.9. Зависимость длительности роста трешипы от отношения a„ |„ах/гттаж
показано изменение длительности роста трещины от начального
размера до полного разрушения образца JVTp в зависимости от
отношения (Тпшт/^тах- Из графика видно существенное умень-
шение длительности роста трещины при уменьшении отношения
min/f’max-
Существенное влияние сжимающих напряжений цикла ЗВЗ
как на долговечность до разрушения, так и на длительность роста
усталостной трещины отмечено также в работах [39. 40]. Влияние
установлено на основании обобщения результатов усталостных ис-
пытаний по спектру «Твист» и »F-28 тяжелый» плоских образцов со
свободным отверстием из материалов 2024-ТЗ и Д16Т, а также об-
разцов болтовых и заклепочных соединений из материала 2024-ТЗ.
Рассмотрение этих результатов позволило предположить, что сте-
пень влияния сжимающих напряжений зависит от соотноше-
2.4. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ G1
ния величины сжимающих напряжений в концентраторе и напря-
жении текучести материала при сжатии <т(] 2. Для подтверждения
этого предположения результаты испытаний, приведенные в ра-
боте [39] для образцов с отверстием, представлены на рис. 2.10
Риг. 2.10. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ на долговечность
образцов с отверстием:
0 2О24-Т1, к, = 3,4, am = ИОМПа; □ 2024-ТЗ, kt = 2,5, <rm = 130МПа; Д
НОТ - 2,6, <гт = 120 МПн
Рис. 2.11. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ на долговечность об-
разцов соединений из материала 2024-ТЗ
в координатах anminkt/ац,2*, а Дл« образцов соединений на
рис. 2.11 _в координатах «ЛГ-*тПпйп/^0,2»> Относительная долго-
вечность Л определялась как отношение долговечности при лей-
62 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
ствии цикла перегрузки сжатия W к долговечности без действия
цикла перегрузки сжатия Nq. Из рассмотрения рис. 2.10 видно,
что для образцов с отверстием долговечность уменьшается в три
раза при достижении параметром <7ntnin^/^0,2 величины, равной
0,4. Из рассмотрения рис. 2.11 для образцов соединений также
можно отмстить существенное уменьшение долговечности по мере
уменьшения соотношения CTnmjn/ffo,2- На рис. 2.12 показано изме-
нение относительной длительности роста усталостных трещин в
Рис. 2.12. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ на длительность роста
усталостных трещин в образцах из материала 2024-ТЗ
зависимости от соотношения стп ппп/сто,2- Относительная длитель-
ность роста трещин N определялась как отношение длительности
роста трещины при действии цикла перегрузки сжатия JVTp к дли-
тельности роста трещины без действия цикла перегрузки сжатия
jVTpo. Из рисунка видно уменьшение длительности роста трещин
в зависимости от уменьшения соотношения стп min/сто,2-
Проведенный анализ показывает существенное влияние на дол-
говечность минимального напряжения цикла ЗВЗ, которое, как
правило, приводит к уменьшению долговечности до возникнове-
ния трещины и сокращению длительности ее развития. Степень
влияния минимального напряжения цикла ЗВЗ зависит от пара-
метра <7nminWffo,2 для стадии зарождения усталостной трещины
и соотношения стп mjn/сто,2 Для стадии развития трещины.
2.5. Влияние температурного цикла
При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым условиям эксплу-
атации необходимо дополнительно учитывать влияние длитель-
ного воздействия повышенной температуры на характеристики
2.5. Влияние температурного цикла 63
усталости [41]. Важнейший вопрос: как модифицировать темпе-
ратурный цикл при стендовых испытаниях, чтобы воспроизвести
эксплуатационные температурные эффекты? К температурным
эффектам, которые оказывают существенное влияние на харак-
теристики усталости, можно отнести:
температурные напряжения, возникающие в результате ци-
клического нагрева и охлаждения;
изменения в структуре сплава (достаривание, перестарива-
ние, «отжиг» нагартованной механической обработкой поверхности
детали и т. п.);
релаксация внутренних напряжений, наведенных различ-
ными технологическими операциями, в том числе остаточных на-
пряжений, созданных поверхностным упрочнением, натягом в
болтовых и заклепочных соединениях, затяжкой болтов, а также
сваркой;
ползучесть сплава, из которого изготовлен элемент конст-
рукции.
В настоящее время накоплено большое количество эксперимен-
тальных данных, которые позволяют судить об основных тенден-
циях влияния модификации температурного цикла на долговеч-
ность и развитие трещин.
2.5.1. Влияние температурных напряжений. Циклический
нагрев и охлаждение конструкции при выполнении самолетом
сверхзвуковых полетов приводит к возникновению в конструкции
температурных напряжений на неустановившихся режимах. Зна-
чительные растягивающие температурные напряжения, которые
могут оказать существенное влияние на усталостные характери-
стики, возникают в следующих элементах и зонах конструкции:
пояса и стенки лонжеронов и нервюр, а также прилегающие
зоны панелей крыла;
пояса и стенки шпангоутов, а также прилегающие зоны об-
шивки фюзеляжа:
окантовки вырезов для иллюминаторов, люков и дверей в
гермофюзеляже;
зоны ниш шасси в крыле и фюзеляже;
зоны стыков элементов конструкции с различной теплоем-
костью, например, переходы толщины панели, силовые элементы,
воспринимающие большие сосредоточенные нагрузки от шасси,
механизации крыла и т.д.;
зоны стыков агрегатов самолета, например, крыла с фюзеля-
жем, стабилизатора с фюзеляжем, киля с фюзеляжем, мотогондол
с крылом и фюзеляжем и т.д.;
зоны конструкции, соприкасающиеся с большими теплопо-
глотитслями, например, топливо в топливных баках.
В сверхзвуковом полете температурные напряжения, сумми-
руясь с напряжениями от аэродинамических и инерционных на-
64 Гл. 2. Влияние модификации блока пакетных циклов
грузок, приводит к дополнительному усталостному повреждению
по сравнению с повреждением в дозвуковом полете [42]. Для
оценки дополнительного усталостного повреждения проведено ис-
следование суммирования усталостных повреждений от совмест-
ного действия температурных и механических напряжений [43
45]. Исследование проводилось на плоских образцах из сплава
АК4-1Т с размерами рабочего сечения 60 мм х 2,5 мм и концен-
тратором напряжений в виде центрального отверстия диаметром
4 мм и двух примыкающих к нему боковых отверстий диаметром
1 мм. Растягивающие температурные напряжения в зоне кон-
центратора создавали путем неравномерного нагрева по ширине
образца. По измеренному распределению температуры по ширине
образца расчетом определяли номинальные температурные нап-
ряжения в зоне концентратора, которые достигали 65 МПа. Од-
новременно с температурными напряжениями к образцу прикла-
дывалась осевая нагрузка, которая вызывала нормальные напря-
жения.
Испытывали пять серий образцов при следующих вариантах
нагружения:
1-я серия нагружение пульсирующим циклом механиче-
ских напряжений гттах — 120 МПа;
2-я серия нагружение пульсирующим циклом механиче-
ских напряжений сттах = 185 МПа;
3-я серия — нагружение блоком из 4-х пульсирующих ци-
клов механических напряжений: один с сттах = 185 МПа и три с
Стах = 120 МПа;
4-я серия нагружение пульсирующим циклом, в котором
одновременно действуют механические а = 120 МПа и температур-
ные at = 65 МПа напряжения;
5-я серия нагружение блоком из 4-х пульсирующих
циклов: одного с одновременным действием механических <т =
= 120 МПа и температурных <т« = 65 МПа напряжений и трех ци-
клов механических напряжений с <т1пах = 120 МПа.
Результаты испытаний приведены в табл. 2.2.
Из сравнения результатов испытаний 2-й и 4-й серий образ-
цов, а также 3-й и 5-й серий образцов можно предположить, что
усталостное повреждение от действия температурных напряжений
меньше, чем от действия механических напряжений. Однако к та-
кому предположению следует относиться с осторожностью в связи
с тем, что фактическая величина температурных напряжений при
испытаниях могла быть меньше, чем величина, полученная рас-
четным прогнозом. Суммы относительных долговечностей ^2 тг
i
при нагружении блоком циклов как для серии образцов с воспроиз-
ведением температурных напряжений, так и без них относительно
близки по величине друг другу.
2.5. Влияние температурного цикла
65
Таблица 2.2
Л' серии Схема блока нагружения Напряжения, МПа Количество испытанных образцов циклов у — i Ni
1 <7ш|«2 = 120 8 16,75-10’
2 ^^67 г пах 1 ^niax 1 = 185 7 2,85 • 103
3 д<?тдх 1 /\ЛЛЛг","*г ^rnax 1 — 185 ^тах 2 = 120 4 9,1 • 103 1,2
4 & <7| = 65 a = 120 5 9,7 • 103
5 at = 65 a = 120 ОтахЗ = 120 8 17 • Ю3 1,52
Приведенные результаты позволяют предположить, что зако-
номерности суммирования усталостного повреждения от дейст-
вия механических напряжений можно распространить на случай
совместного действия температурных и механических напряже-
ний.
Для оценки влияния температурных напряжений на усталост-
ное повреждение дополнительно к экспериментальным исследова-
ниям, выполненных на образцах, проведен анализ результатов ис-
следований характеристик усталости натурной конструкции балки
коробчатого сечения при действии циклических температурных и
механических напряжений [46]. Балка представляла собой клепа-
ную конструкцию из плакированного листа алюминиевого сплава
RR58 коробчатого сечения с габаритами 4,3x0,4x0,4м (рис. 2.13).
Балка содержала четырехстрингерные клепаные панели, соеди-
ненные между собой диафрагмами и поясами. В середине балки
был выполнен поперечный стык при помощи клепаной стыковой
накладки. Усталостные испытания проводили на установке, схема
которой приведена на рис. 2.14. Балка закреплялась шарнирно, а
по ее концам прикладывались усилия при помощи гидроцилин-
Дров. Для воспроизведения температурных напряжений стенки и
66
Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
Рис. 2.1.3. Схема балки коробчатого сечения:
I — сжатая обшивка; 2— приложение нагрузки; .?— растянутая обшивка; 4 — диафрагма;
5 реактивная нагрузка; 6 - поперечный заклепочный стык; 7— пояса балки
панели циклически нагревали и охлаждали попеременно при по-
мощи горячего и холодного потоков воздуха. Полетный цикл моде-
лировал условия нагружения и нагрева фюзеляжа самолета «Кон-
корд» и включал циклы «ЗВЗ», «давления» и «турбулентности».
Рис. 2.14. Схема стенда усталостных испытаний:
1 нагреватель/охладитель; 2 канал; 3—гидроцилиндр; 4 балка; 5—опоры: в—
образец; 7— стенки; 8 сжатая обшивка; 9 растянутая обшивка
Испытания проводили при воспроизведении двух вариантов полет-
ного цикла. Первый вариант полетного цикла включал только ци-
клы механических напряжений и воспроизводился при нормаль-
2.5. Влияние температурного цикла
67
ной температуре (рис. 2.15а). Испытании проводили при двух
уровнях напряжений. Второй вариант полетного цикла вклтчал
как циклы механических напряжений, так и температурный
Рис. 2.15. Схемы полетных циклов:
I напряжение у стыка; 2 - температурные напряжения; 3 механические напряже-
ния; 1 напряжения ОТ давления; 5 наагмные/воздушные напряжения
цикл, который воспроизводили на режиме крейсерского полета
(рис. 2.156). Воспроизводили два варианта температурного цикла.
Циклограммы изменения напряжений в нижней панели балки
приведены на рис. 2.16, 2.17. Как при усталостных испытаниях
— Полетный цикл Л
Рис. 2.16. Циклограммы механических напряжений
150
100
50
0
-50
Температурные
напряжения
200 г
1 чо - А/ -------Полетный цикл С (нагрев 282-373 К)
/Д -------Полетный цикл D (нагрев 261-383 К)
^Температура Время
Рис. 2.17. Циклограммы механических и температурных напряжений
68
Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
полетным циклом без температурных напряжений, так и при ис-
пытаниях полетным циклом с температурными напряжениями
усталостное разрушение происходило по стыковой накладке попе-
речного стыка на нижней панели. Трещины обнаруживали рент-
геновским методом на ранней стадии их развития длиной 2,5 мм.
Для сравнения результатов испытаний полетными циклами с
температурными напряжениями и без них вычислены эквивалент-
ные напряжения каждого из полетных циклов. Эквивалентное
напряжение определено путем систематизации циклограммы на-
пряжений по методу полных циклов, определения долговечности
выделенных циклов по полной диаграмме усталости для типового
стыка, определения суммарного повреждения на основе гипотезы
линейного суммирования усталостных повреждений.
Результаты анализа экспериментальных данных приведены в
табл. 2.3.
Таблица 2.3
№ Температур- ный цикл, К Температур- ные напря- жения, МПа Эквивалент- ные напря- жения, МПа Долговечность, полетные циклы
1 293 0 87,5 94820
2 293 0 112 31700
3 293 0 112 25000
4 243 412 ±93 168 4083
5 243 412 ±93 168 3562
6 261 383 ±74 140 7632
7 261383 ±74 140 7228
Приведенные результаты испытаний построены в логарифми-
ческих координатах «долговечностьэквивалентные напряжения»
(рис 2. 18). На приведенном рисунке экспериментальные точки ап-
проксимированы степенной зависимостью. На графике видно, что
все экспериментальные точки хорошо согласуются с аппроксими-
рующей кривой усталости. Это позволяет заключить, что законо-
мерности накопления усталостных повреждений при нагружении
полетным циклом механических и температурных напряжений
такие же, как и при нагружении полетным циклом только меха-
нических напряжений. Следовательно, при совместном действии
температурных и механических напряжений расчетный прогноз
можно выполнить путем систематизации полетного цикла мето-
дом полных циклов, определения долговечности для каждого вы-
деленного полного цикла по полной диаграмме усталости, про-
гноза долговечности на основе линейной гипотезы суммирования
2.5. Влияние температурного цикла
69
Рис. 2.18. Долговечности поперечного стыка на нижней панели балки в зави-
симости от эквивалентных напряжений:
♦ полетный никл с температурными напряжениями; ф полетный цикл без темпера-
турных напряжений
Рис. 2.19. Соотношение расчетной и фактической долговечностей поперечного
стыка балки:
♦ полетный цикл температурных и механических напряжений, ф полетный цикл
механических напряжений; х — форсированный цикл
70 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
усталостных повреждений. При расчете температурные напряже-
ния можно алгебраически суммировать с напряжениями от меха-
нических напряжений. Для подтверждения такого подхода вы-
полнен расчетный прогноз долговечности натурной конструкции
балки как при действии температурных напряжений, так и без их
действия. Сравнение результатов расчетного прогноза и резуль-
татов испытаний приведено на рис. 2.19. На рисунке видно, что
долговечность поперечного стыка, полученная расчетным прогно-
зом как для случая действия температурных напряжений, так и
без них, хорошо согласуется с долговечностью до появления тре-
щины длиной 2,5 мм, полученной при испытаниях.
Таким образом, анализ результатов испытаний на усталость
при воспроизведении температурных напряжений как образцов
материала, так и натурных конструкций показывают, что уста-
лостное повреждение от совместного действия температурных и
механических напряжений накапливается в конструкции по тем
же закономерностям, что и усталостное повреждение иг действия
только .механических напряжений. Температурные напряжения,
возникающие при неравномерном нагреве конструкции в полетном
цикле, алгебраически суммируются с напряжениями от внешних
нагрузок.
2.5.2. Старение материала в результате длительного действия
температуры. Длительное нагревание приводит к старению или
перестариванию сплава. При старении сплава, как правило, про-
исходит ухудшение усталостных характеристик. Однако при не-
которых комбинациях температуры и длительности выдержки
усталостные характеристики могут улучшаться в результате одо-
старивания* сплава. Однако дальнейшая выдержка при повы-
шенной температуре приводит к снижению усталостных харак-
теристик. В работах [47, 48] приведены результаты испытаний
плоских образцов с надрезом из алюминиевого сплава АК4-1Т.
В работе [47] образцы предварительно подвергались длительно-
му нагреванию при температурах 403 448 К в течение 3,6 • 106
3,6-10’ с. После нагревания в образцах выполнялся надрез, и они
испытывались на усталость при нормальной температуре. Для
оценки влияния старения на долговечность в работе [17] было при-
нято, что процесс старения протекает со скоростью г, которая вы-
ражается соотношением, приемлемым для большинства тепловых
процессов [49]:
г = Ae-Q^,
где .4 константа материала.
Если принять, что скорость процесса старения обратно пропор-
циональна времени, тогда долговечность для различных режимов
предварительного нагревания должна зависеть от параметра тер-
2.5. Влияние температурного цикла
71
моэкспозиции:
Ртэ — 111 —
где С = 18750 константа для алюминиевых сплавов; Т тем-
пература в К; t — время выдержки в часах.
Результаты исследований представлены на рис. 2.20 в виде за-
висимости отношения долговечности Nt после выдержки к долго-
Рис. 2.20. Относительная долговечность образцов из материала АК4-1Т1 после
предварительной выдержки при нагревании в зависимости от параметра термо-
экспозиции
вечности N без выдержки Nf/N от параметра термоэкспозиции
Ртэ- На графиках видно, что в результате длительного предвари-
тельного нагревания долговечность снижалась до 2,5 раз.
В работе [50] приведены результаты усталостных испытаний
образцов алюминиевого сплава 2L65, подвергнутых нагреву без на-
грузки. Выдержка при температуре 423 К осуществлялась на раз-
72 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
личных стадиях усталостных испытаний. На рис. 2.21 приведена
зависимость отношения долговечности образцов с выдержкой при
постоянной температуре к долговечности образцов без нагрева от
Стадия. на которой нагревался образец,
% от номинальной долговечности
Рис. 2.21. Эффект нагревания без нагрузки на различных стадиях усталостных
испытаний:
материал 21.65. Л| — 3,4, нагревание fiea нагрузки 1000ч при 1541°C
отношения наработки, при которой усталостные испытания пре-
рывались и образцы подвергались нагреву, к долговечности образ-
цов без нагрева. На рисунке видно, что наибольший эффект про-
является при нагреве образцов перед испытаниями на усталость.
Долговечность снижается более чем в 3 раза. По мере увеличения
наработки до нагрева образцов эффект снижения долговечности
уменьшается и при нагреве после наработки, составляющей 70%
от долговечности при нормальной температуре, эффект практиче-
ски отсутствует.
С целью изучения возможной деградации характеристик ус-
талости в результате эксплуатационного температурно-силового
воздействия, характерного для сверхзвукового пассажирского са-
молета, проведены стандартные усталостные испытания образцов-
свидетелей из сплава АК4-1Т1 (лист), вырезанных из натурной
конструкции гермофюзеляжа самолета Ту-144, прошедшей уста-
лостные испытания в объеме 16900 полетных циклов [51]. Полет-
ный цикл включал циклы механического нагружения, цикл над-
2.5. Влияние температурного цикла 73
дува с одновременным нагревом до 390 К в течение 1800 с. Кроме
того, чтобы исключить влияние на результаты испытаний факто-
ров, связанных с нанесением антикоррозионного и лакокрасочного
покрытий, дополнительно испытана серия образцов, поверхность
рабочей части которых с обеих сторон фрезеровали на глубину
0.2 мм. Результаты испытаний в виде кривой усталости показаны
на рис. 2.22. Они показывают, что характеристики усталости у
.V. циклов
Рис. 2.22. Кривые усталости материала АК4-1Т1:
ф с плакированным слоем и лакокрасочным покрытием: ♦ с плакированным слоем н
лакокрасочным покрытием (среднее); □ с удаленным плакированным слоем и лакокра-
сочным покрытием: —С удаленным плакированным слоем и лакокрасочным покрытием
(среднее)
материала, подвергавшегося температурно-силовому воздействию,
несколько выше, чем у материала в состоянии поставки. Это мо-
жет быть связано с достариванием сплава в процессе усталост-
ных испытаний конструкции Ту-144, из которой были вырезаны
образцы. Обращает на себя внимание снижение средней долговеч-
ности (2 4 раза) образцов с плакирующим слоем и лакокрасочным
покрытием.
Также проведены исследования влияния многократного цикли-
ческого нагревания и нагружения на скорость развития трещин
(СРТ). Для исключения влияния анодирования образцы подвер-
гались с двух сторон фрезерованию. На рис. 2.23 приведены ре-
зультаты испытаний образцов на СРТ. Сопоставление СРТ в мате-
риале, подвергшемся многократному циклическому нагружению и
нагреву, с СРТ материала в состоянии поставки показывает, что
на низких уровнях ДК = 12,6 19МН/м3 2 СРТ уменьшается бо-
лее чем в 2 раза, на более высоких значениях ДК остается прак-
тически без изменения. Также можно заметить большое рассея-
ние СРТ.
74 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
Приведенные результаты исследований позволяют заключить,
что в результате длительного нагревания конструкции из алю-
миниевого сплава из за старения сплава можно ожидать незна-
Рис. 2.23. Зависимости скоростей роста трещины в листе из материала АК4-1Т1:
О ПЧФ Гу-144; сплошная линия ПЧФ Ту-144; штрихован линия — состояние по-
ставки
читального изменения усталостных характеристик, величина ко-
торого зависит от параметра термоэкспозиции = С/Т — In
2.5.3. Влияние релаксации внутренних напряжений. Длитель-
ное нагревание в сверхзвуковом полете приводит к релаксации
остаточных напряжений в зонах концентрации, релаксации на-
тяга в соединениях и релаксации усилий затяжки в соединениях.
В ряде случаев это может привести к существенному ухудшению
характеристик усталости.
В работах [50, 52 54] приведены результаты усталостных ис-
пытаний образцов после предварительной выдержки под нагрузкой
при повышенной температуре. В работе [50] показано, что сниже-
ние долговечности надрезанных образцов из алюминиевого сплава
DTD5014 после выдержки при нагреве происходит в результате
релаксации благоприятных остаточных напряжений в зоне кон-
центратора после механической обработки. На рис. 2.24 приве-
дены результаты исследований изменения микротвердости в от-
верстии после сверления и развертывания без нагрева и после
нагрева в течение 3,6 • 106 с при температуре 423 К. На рисунке
видно, что на поверхности отверстия после механической обра-
ботки микротвердость вдвое больше, чем на расстоянии 40мкм
2.5. Влияние температурного цикла
75
от нее, где зарождаются усталостные трещины. После предвари-
тельного нагревания микротвердость у поверхности и в глубине
выравнивается и очаги зарождения усталостных трещин переме-
щаются на поверхность. Можно предположить, что повышенная
х
X
2
1000 Нагретый
образец
Ненагретый _ ,
А образец -- Глубина очага
Т г трещины, мкь
_|______।_______।______।
40 60 80 100
Глубина от поверхности обработки, мкм
Рис. 2.24. Влияние предварительного нагрева на микротвердость в отверстии и
глубину образования трещины
микротвердость в поверхностном слое после механической обра-
ботки обусловлена остаточными напряжениями, которые релакси-
руют после нагревания.
В результате длительного нагревания срезных соединений до-
полнительно к старению материала возникает релаксация осевых
усилий в стержнях заклепки или болта, сжимающих пакет, а
также релаксация радиального натяга [55]. В результате умень-
шения усилия, сжимающего пакет, уменьшается доля усилия, ко-
торая передается трением листов, и увеличивается доля усилия,
которая передается крепежным элементом. Это приводит к увели-
чению усилия на контур крепежного отверстия и, как следствие,
приводит к уменьшению долговечности. Релаксация радиального
натяга приводит к уменьшению благоприятных остаточных на-
пряжений на контуре отверстия и, как следствие, уменьшению
долговечности. К сожалению, в настоящее время отсутствуют не-
обходимые экспериментальные данные, которые позволили бы оце-
нить влияние каждого из тепловых эффектов в отдельности.
В работах [47, 56] приведены результаты исследований уста-
лости заклепочных соединений листов сплава АК4-1Т1. Образцы
соединений предварительно выдерживались при повышенной тем-
пературе без нагрузки, затем испытывались на усталость при на-
76 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
гружении пульсирующим циклом при нормальной температуре.
Результаты испытаний приведены на рис. 2.25. На рис. 2.25 при-
ведены графики отношений долговечности образцов после нагрева
Рис. 2.25. Долговечность образцов заклепочных соединений из материала
АК4-1Т1 после предварительной выдержки при нагревании в зависимости от
параметра термоэкспозиции
Nt к долговечности образцов без нагрева N (относительная дол-
говечность Nf/N) в зависимости от параметра термоэкспозиции
Ртэ- На графиках видно, что для заклепочных соединений так
же. как и для образцов с геометрическим концентратором, отно-
сительная долговечность зависит от параметра термоэкспозиции,
однако наблюдается более сильное уменьшение долговечности с
увеличением температуры и длительности выдержки (более чем в
2.5- Влияние температурного цикла
77
5 раз). Снижение долговечности также в сильной степени зависит
от уровня переменных напряжений. Снижение долговечности тем
сильнее, чем выше переменные напряжения.
2.5.4. Суммирование повреждений при чередовании усталости
и ползучести. Механизм влияния ползучести на процесс разруше-
ния конструкционных материалов чрезвычайно сложен, так как
определяется одновременным действием целого ряда факторов.
Во-первых, при температурах и нагрузках, характерных для
конструкции сверхзвукового самолета, имеет место так называ-
емая логарифмическая ползучесть, когда отсутствует возврат
свойств и скорость ползучести непрерывно уменьшается. В этом
случае деформация ползучести упрочняет материал [56, 57]. Упроч-
нение металла, как правило, имеет место на первой стадии ползу-
чести.
Во-вторых, ползучесть, как известно, сопровождается накоп-
лением длительных статических повреждений в виде разрывов
сплошности (микропоры, микротрещины на стыках зерен), кото-
рые ослабляют материал и могут служить зародышами усталост-
ных трещин при циклическом нагружении [58].
В-третьих, в местах концентрации напряжений (отверстия,
вырезы, гантельные переходы и т. п.) вследствие неравномерной
по сечению деформации ползучести будут образовываться остаточ-
ные напряжения, которые могут оказать значительное влияние на
процесс усталостного разрушения.
В-четвертых, в результате накопления локальной деформации
ползучести в зонах концентрации напряжений будет иметь ме-
сто процесс релаксации, приводящий к сглаживанию пиков напря-
жений.
Перечисленные процессы, сопровождающие ползучесть, проте-
кают одновременно и взаимодействуют друг с другом. Кроме того,
для условий эксплуатации сверхзвукового самолета эти процессы
взаимодействуют с процессами накопления усталостных повре-
ждений при нормальной температуре. Это нелинейное взаимо-
действие приводит к тому, что общая «реакция» материала, под
которой понимается изменение его свойств и, в частности, сопро-
тивления усталости, не равна сумме «реакций» по отношению к
воздействию отдельных факторов.
Нелинейное взаимодействие процессов накопления поврежде-
ний от ползучести и усталости в материале можно представить в
виде структурной модели [59], приведенной на рис. 2.26. Нелиней-
ность суммирования относительных долговечностей при комбини-
рованных режимах нагружения обусловлена различиями в меха-
низмах накопления и взаимодействия повреждений от усталости и
ползучести. В области высоких напряжений при внутризеренном
типе разрушения увеличение относительной долговечности про-
исходит в результате внутризеренного деформационного старения
78
Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
при незначительной роли зернограничных процессов. В области
низких напряжений при межзеренном типе разрушения сниже-
ние относительной долговечности происходит в результате объеди-
нения зернограничных повреждений от ползучести и усталости
'₽'р
\ А IA Дислокационный механизм Внутризеренное разрушение ПА Сочетание ряда механизмов деформирования Смешанное разрушение IIIA Преобладание лиффу* •ионного механизма дсформи рован и я Смешанное разрушение
\ в 1g .V !В Преобладание дислока- ционных механизмов Преимущественно внутризеренное разрушение НВ Сочегание ряда мехдни IMOB «формирования Смешанное разрушение IIIB Днффх тонный меха- низм деформирования Мсжзерскнос разрушение
О 1 Упрочнение С>< 1 Приблизительно линейный закон ( 1 Разупрочнение
Ю5 104
Рис. 2.26. Структурная модель суммирования повреждений усталости и пол-
зучести
с. соответствующим ускоренным достижением состояния матери-
ала, которое характеризуется минимальной длительной пластич-
ностью.
Исходя из установленных закономерностей, сформулировано
условие разрушения при чередовании усталости и ползучести в
виде нелинейного соотношения:
m ....
где Nf£$-
«=1
относительное повреждение за счет усталости, в
котором m число ступеней переменного напряжения в полетном
2.5. Влияние температурного цикла
79
цикле, п, — число циклов на i-й ступени, Nf, долговечность при
* L
нагружении г-й ступенью; Nf ~ относительное поврежде-
j=i Чз
ние за счет ползучести, в котором к число ступеней статического
нагружения в полетном цикле, время выдержки на у-й сту-
пени статического нагружения, tf} время до разрушения при
(n ti \
—, — I — параметр
NJ *//
суммирования повреждений.
В работах [60. 61] приведены результаты исследований па-
раметра суммирования для условий нагревания и нагружения,
характерных для сверхзвукового пассажирского самолета. Для оп-
ределения параметра суммирования проведены испытания плос-
ких образцов с концентратором напряжений из сплава АК4-1Т1.
Испытания на усталость проводились полетным циклом, кото-
рый состоял из двух ступеней переменных нагрузок и темпера-
турного цикла с постоянной нагрузкой. На рис. 2.27 приведена
Рис. 2.27. Зависимость относительного усталостного повреждения от относитель-
ного повреждения от ползучести
Т, °C 1„, мин п
150 13,7 20
150 13,7 20
175 15,0 20
175 24,0 20
175 15,0 7
175 10,0 20
190 15,0 20
190 24,0 7
175 15,0 20
зависимость относительного повреждения за счет усталости от от-
носительного повреждения за счет ползучести. На рисунке пря-
мая / соответствует линейному закону суммирования, ломаная ли-
ния 2 является нижней границей, огибающей экспериментальные
точки.
80
Гл. 2. Влияние модификация блока полетных циклов
Полученной ломанной линии соответствует следующее анали-
тическое выражение:
2.5.5. Развитие трещины в условиях циклического нагрева и
нагружения. Развитие трещины в условиях циклического нагрева
и нагружения определяется, с одной стороны, накоплением перед
фронтом трещины повреждений, за счет которых она растет, с
другой стороны, факторами, обусловленными локальной деформа-
цией ползучести. В работе [60] приведены результаты исследова-
ний процесса развития трещины при совместном действии уста-
лости и ползучести. Исследовалось развитие трещины в плоских
образцах из материала ЛК4-1Т1 толщинами 1 мм и 2 мм, шириной
рабочей части 24 мм. Исследования проводились при воспроизве-
дении трех режимов нагружения и нагревания:
режим 1 циклическое нагружение полетными циклами
при нормальной температуре, полетный цикл включал две ступени
переменных нагрузок;
режим 2 циклическое нагружение полетными циклами
при повышенной температуре, полетный цикл включал две сту-
пени переменных нагрузок, прикладываемых при нормальной
температуре, и цикл выдержки при постоянной нагрузке и тем-
пературе;
режим 3 статическое нагружение при постоянной темпе-
ратуре.
На рис. 2.28 результаты исследований показаны в виде зави-
симости скорости роста трещины в условиях чередования устало-
сти и ползучести от суммы скоростей роста трещин, полученных
независимо в условиях усталости при нормальной температуре и
в условиях ползучести при постоянной нагрузке и повышенной
температуре. Приведенная зависимость показывает, что в данном
случае в условиях чередования усталости и ползучести существует
линейное суммирование скоростей роста трещины, которое выра-
жается соотношением
wAv+n" W,+ V'"/,’
где (dl/dN)y+a скорость роста трещины в условиях чередова-
ния усталости и ползучести; (dl/dN)y скорость роста трещины
2.5. Влияние температурного цикла
81
в условиях усталости; (dl/dN)„ - скорость роста трещины в усло-
виях ползучести.
Таким образом, на стадии развития трещины обнаружено
практическое отсутствие взаимодействия между повреждениями
за счет усталости и ползучести, т.е. скорости роста трещины от
усталости и ползучести суммируются линейно.
Для исследования развития трещины в конструкции прове-
дены экспериментальные исследования развития трещин в под-
крепленной герметической цилиндрической оболочке из алюми-
Рис. 2.28. Зависимость скорости роста трещины в условиях чередования уста-
лости и ползучести от суммы скоростей в условиях усталости и в условиях пол-
зучести
ниевого сплава АК4-1Т1 с продольными и поперечными закле-
почными стыками при циклическом наддуве и нагревании [62].
Исследования проводились при воспроизведении четырех режимов
нагревания и нагружения:
реяшм 1 циклический наддув Др = 0,11 МПа при нор-
мальной температуре;
режим 2 нагружение циклическим избыточным давле-
нием Др = 0,11 МПа при постоянной повышенной температуре
Т = 423 К;
режим 3 чередование выдержки под действием избыточ-
ного давления Др = 0,11 МПа при постоянной повышенной тем-
пературе Т = 423 К в течение 14,4 • 104с и режим циклического
наддува (Др = 0.11 МПа, 10800 наддувов) при нормальной темпе-
ратуре;
режим 4 циклическое изменение температуры и избы-
точного давления.
7zak123
82 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
Трещины образовывались от отверстий в крайних рядах про-
дольных стыков. В табл. 2.4 для различных программ приведены
средние значения числа циклов No до образования поверхностных
трещин, средние значения числа циклов Nj до полного разруше-
ния. доли развития усталостных трещин и среднеквадратические
отклонения логарифмов долговечностей Sn.
Таблица 2.4
№ режима Л’о Nf (Nf - №)/Л> Sn
1 153583 209283 0,27 0,13
2 44075 79276 0.44 0.058
3 204694 235214 0,13 0,1
4 90500 112600 0,18 0,019
Действие повышенной температуры при циклическом наддуве
(режим 2) и циклический нагрев с наддувом (режим 4) по срав-
нению с циклическим наддувом при нормальной температуре (ре-
жим 1) привели к более раннему появлению трещин. Долговеч-
ность до образования трещин уменьшилась в 1,7 3,5 раза. Так;ке
можно отметить уменьшение рассеяния в 2,2 6,8 раз. По-види-
мому, уменьшение рассеяния объясняется выравниванием наг-
руженности отверстий продольного стыка за счет деформаций
ползучести. Кроме того, дополнительное повреждение, вызванное
ползучестью в зоне концентратора, привело к более раннему по-
явлению трещин.
Чередование длительной выдержки при постоянной темпера-
туре и давлении с циклическими наддувами (режим 3) по срав-
нению с циклическим наддувом при нормальной температуре
(режим 1) приводит к небольшому увеличению долговечности.
По-видимому, это объясняется тем, что в процессе длительной
выдержки при постоянных температуре и давлении в зоне кон-
центрации напряжений возникают благоприятные остаточные на-
пряжения за счет деформаций ползучести, которые при последу-
ющих циклических наддувах приводят к задержке развития тре-
щины.
Сопоставление данных при испытании по 1-му и 2-му режи-
мам показывает, что повышение температуры испытаний до 423 К
приводит к качественным изменениям процесса развития трещин,
который сопровождается развитием многоочаговости и уменьше-
нием длительности роста трещин. Характерными особенностями
развития трещин явились, во-первых, рост трещин на выдерж-
ках образца при постоянном давлении и повышенной температуре
123 К. во-вторых, замедление вплоть до прекращения роста трс-
2.5. Влияние температурного цикла
83
шин непосредственно после выдержки и последующий ускорен-
ный рост трещин после наработки 6000 7000 циклов наддувов.
Графики развития трещин для режимов 1, 2, 4 приведены на
рис. 2.29. Из графиков видно, что действие как постоянной темпе-
ратуры, так и циклического нагрева приводят к ускоренному раз-
Рис, 2.29. Графики развития трещин в продольных стыках цилиндрических
отсеков:
0 До - 0.11 МПа; □ Др = 0.11 МПа. Т = 423К; А Др - 0,11 МПа. Гт„ -
423 К, Tmirl = 293 К
витию трещин по сравнению с их развитием при нормальной тем-
пературе. Фрактографические исследования изломов на электрон-
ном микроскопе показали, что поверхность излома усталостной
трещины при действии повышенных температур (режимы 2, 4)
характеризуется тем. что на начальном этапе разрушения излом
имеет форму ступенчатого плато с наличием структур транскри-
сталлического скола. За пределами этой зоны наблюдается резкий
переход к межкристаллическому характеру разрушения с незна-
чительными элементами усталости. По-видимому, разрушение по
границам зерен вызвано деформациями ползучести. В дальней-
шем, по мере развития трещины, соотношение между элементами
микростроения излома, образующимися в результате усталости
(наличие плато с усталостными микробороздками) и ползучести
(микрорастрескивание по границам зерен), изменяется в сторону
Уменьшения влияния ползучести до перехода к чисто усталост-
ному характеру разрушения.
Таким образом, анализ приведенных результатов позволяет
предположить, что развитие трещин в продольных стыках гер-
84 Гл. 2. Влияние модификации блока полетных циклов
мофюзеляжей сверхзвуковых транспортных самолетов характери-
зуется следующими особенностями:
в результате длительной выдержки при постоянной темпе-
ратуре и нагрузке в сверхзвуковом полете происходит выравнива-
ние усилий, передаваемых заклепками продольного стыка, и, как
следствие, возникают многоочаговые усталостные трещины в эле-
ментах стыка;
циклический нагрев и наддув гермофюзеляжа приводит к
ускоренному развитию трещин за счет неблагоприятного взаимо-
действия процессов усталости и ползучести.
Глава 3
НАТУРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ УСТАЛОСТНОЙ
ПОВРЕЖДАЕМОСТИ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
3.1. Натурное моделирование усталостной
повреждаемости конструкции пассажирского самолета
Представление переменных нагрузок в типовом полете в виде
их интегральной повторяемости приводит к потере как последо-
вательности приложения нагрузок различной амплитуды, так и
потере информации о синхронизации переменных нагрузок, од-
новременно действующих на различные агрегаты планера и в
различных направлениях. Это обусловливает необходимость по-
строения полетных циклов нагружения для каждого агрегата в
отдельности, которые необходимо состыковать между собой таким
образом, чтобы они адекватно отражали нагружение самолета в
эксплуатации. Этим требованиям отвечают полетные циклы, ко-
торые представляют собой композицию стационарных нагрузок
функционирования и переменного числа циклических нагрузок с
изменяемой амплитудой. Для определения нагрузок функциони-
рования выбирают, как правило, один профиль полета, который
представляет типичную комбинацию масс топлива, коммерческой
нагрузки, высоты и скорости полета (рис. 3.1). Хотя такой подход
не моделирует возможные в эксплуатации комбинации коммерче-
ской загрузки и дальности полета, тем не менее предполагается,
что эквивалентное нагружение в эксплуатации обеспечивается
наложением на одни и те же нагрузки функционирования различ-
ных комбинаций переменных нагрузок, статистически отражаю-
щих переменные нагрузки в эксплуатации при типовых комбина-
циях коммерческой загрузки и дальности полета. Таким образом,
нагрузки функционирования с набором комбинаций переменных
нагрузок определяют набор полетных циклов. Для обеспечения до-
стоверности результатов испытаний число полетных циклов, мак-
симальную и минимальную амплитуды переменных нагрузок и
последовательность их действия в полетном цикле, а также после-
довательность воспроизведения различных полетных циклов опре-
деляют с учетом тенденций влияния на усталостное повреждение
модификации полетного цикла, которые рассмотрены в предыду-
щей главе, и сводятся к следующему:
86 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
Рис. 3.1. Профиль полетного цикла:
I предполетное обслуживание; 2 выруливание; 3 — онробыванне двигателей; j
разбег до отрыва; 5 набор высоты до уборки механизации; « начальный этап набора
высоты; 7 конечный этап набора высоты; Я крейсерский полет; 9 начальный этап
снижения; /0 — торможение: 11 конечный этап снижения; 12 — полет с выпущенной
механизацией; 13 приземление; Ц — пробег; 15 — заруливание; 16 буксировка;
17 — послеполетное обслуживание
действие растягивающих напряжений, которые вызывают в
зонах концентрации напряжения предела текучести, приводит к
появлению остаточных напряжений сжатия и, как следствие, уве-
личению долговечности до образования трещины и длительности
ее роста;
действие сжимающих напряжений приводит к уменьшению
долговечности до образования трещины и длительности ее роста;
изменение последовательности переменных нагрузок вну-
три полетного цикла практически не влияет как на долговечность,
так и на длительность роста усталостной трещины;
переменные напряжения с малой амплитудой могут вызвать
подрастание трещин, которые образованы действием напряжений
с большой амплитудой, в этом случае даже напряжения с амплиту-
дой ниже предела усталости могут вызвать усталостное поврежде-
ние; предварительное действие напряжений с малой амплитудой
также может способствовать ускорению развития трещины при
последующем действии нагрузок с большой амплитудой.
Приведенные тенденции показывают, что ключевым является
вопрос: каким уровнем ограничить максимальную амплитуду пе-
ременной нагрузки при усталостных испытаниях конструкции,
так как чрезмерное увеличение растягивающих напряжений мо-
жет привести к оптимистическим результатам? В работах [34,
40, 67] принято, что максимальные переменные нагрузки в по-
летных циклах не должны превышать нагрузку, встречающуюся
реже, чем 10 раз за проектный ресурс самолета. При этом полет-
ные циклы различной нагруженности объединяют в блок, в ко-
тором число полетных циклов составляет 0,1 проектного ресурса
самолета, выраженного в полетах.
3.1. Повреждаемость конструкции пассажирского самолета 87
Большое количество нагрузок малой амплитуды приводит к
существенному увеличению времени испытаний, а также вызы-
вает технические трудности при их воспроизведении с приемлемой
точностью. Для уменьшения числа переменных нагрузок малой
амплитуды в полетных циклах применяют один из следующих
подходов:
ограничивают минимальную амплитуду переменных нагру-
зок в полетном цикле, при этом повреждаемость переменных на-
грузок с амплитудой ниже порогового значения учитывают путем
увеличения амплитуд в полетном цикле таким образом, чтобы его
повреждаемость была такой же. как и повреждаемость полетного
цикла с переменными нагрузками, амплитуда которых меньше по-
рогового значения;
опускают переменные нагрузки с амплитудой ниже порого-
вого значения; пороговой принимают либо нагрузку, которая вы-
зывает напряжения с амплитудой < 13 МПа. либо же переменную
нагрузку с. интегральной повторяемостью < 2 циклов за один ре-
жим полета в зависимости от того, что меньше;
комбинируют оба подхода.
Выбор числа полетных циклов и числа уровней переменных
нагрузок на каждом режиме полета основывается на компромиссе
между достоверностью испытаний и их длительностью и стои-
мостью. Увеличение числа полетных циклов приводит к необхо-
димости уравновешивания планера в большом числе расчетных
случаев, а также обусловливает необходимость воспроизведения и
анализа сложных реализаций напряженного состояния. В боль-
шинстве случаев для крыла и фюзеляжа пассажирского самолета
принимают спектр, который включает 5 типов полетных циклов с
5 уровнями переменных нагрузок для различных режимов полета.
I ак, например, спектры нагружения самолетов В-757 и В-767 [64]
включали по 5 уровней переменных нагрузок на 9 этапах полета
(выруливание и разбег до момента отрыва самолета; начальный
этап набора высоты; конечный этап набора высоты: горизонталь-
ный полет «маневры»; горизонтальный полет «турбулентность»; на-
чальный этап снижения; конечный этап снижения; полет с выпу-
шенной механизацией до касания земли; пробег и заруливание).
На рис. 3.2, 3.3 приведены спектры перегрузок в центре тяжести
самолета Ил-96 на наземных и полетных этапах полета, которые
реализованы при усталостных испытаниях натурной конструкции
планера. Спектры включали 5 уровней переменных нагрузок, из
которых сформированы 5 типов полетных циклов Л, В, С, D и Е.
(аиболее тяжелый полетный цикл Л включал все 5 уровней пере-
менных нагрузок, в то время как наиболее легкий полетный цикл
' голько 1-й уровень с минимальной амплитудой переменной на-
грузки. Переменные нагрузки различных амплитуд в полетном
цикле чередовались случайным образом (равномерная плотность
88 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
Рис. 3.2. Спектр блока полетных циклов для полетных режимов
Рис. 3.3. Спектр блока полетных циклов для наземных режимов
3.1. Повреждаемость конструкции пассажирского самолета 89
распределения). Так как большая растягивающая нагрузка тор-
мозит развитие трещины, а сжимающая нагрузка снимает этот
эффект, то для того чтобы при испытаниях не получить оптими-
стическую картину, которая не подтвердится в эксплуатации, в
полетных циклах типа А, В. и С нагрузки с большой амплитудой
помещали в середину полетного цикла. Блок включал 1200 по-
летных циклов, которые распределялись следующим образом: тип
А 1 пол. цикл, В 9 пол. циклов, С — 65 пол. циклов. D
435 пол. циклов, Е 690 пол. циклов.
Последовательность полетных циклов различных типов (А Е)
в блоке принималась случайной с равномерной плотностью рас-
пределения и с последующей корректировкой. Корректировка за-
ключалась в том, что наиболее тяжелые полеты (А, В, С) группи-
ровались в середине блока в последовательности «легкие тяжелые
легкие» и были разнесены друг от друга не более чем на ~ 10%
размера блока. Бели принять усталостную повреждаемость полет-
ного цикла D равной 1, тогда усталостная повреждаемость осталь-
ных полетных циклов соответственно составляла А 9, В 4,
С 2, Е 0,6. Полетные циклы D и Е объединялись в две
группы: «Группа 1» и «Группа 2». Усталостная повреждаемость
«Группы 1» составляла 11, «Группы 2» 11,4. Усталостная повре-
ждаемость вычислялась по нормальным напряжениям в нижней
Рис. 3.4.
Ил-96
Последовательность полетных циклов в блоке нагружения самолета
панели в характерном сечении крыла. Последовательность полет-
ных циклов в блоке и их усталостная повреждаемость приведены
на рис. 3.4.
6 zak123
90 Гл. 3. Натурное моде..щрование усталостной повреждаемости
()тн. ншрузка
Крыло
/’[кН]
700
400
100
-200 с
Фюзеляжное шасси
Рис. 3.5. Структура полетного цикла для усталостных испытаний самолета Ил-96
3.2. Повреждаемость конструкции маневренного самолета 91
В полетном цикле одновременно циклически нагружались все
агрегаты планера в той последовательности, в которой они на-
гружаются в полете. Структура полетного цикла, реализованного
при усталостных испытаниях натурной конструкции самолета
Ил-96, приведена на рис. 3.5. В полетном цикле моделировались
9 режимов полета. Закрылки находились в отклоненном положе-
нии, соответствующем наиболее нагруженному в полете посадоч-
ному положению. Шасси фиксировалось при заданном «обжатии»
амортизатора. Кроме циклического нагружения конструкции пла-
нера, гермофюзеляж подвергался действию избыточного давления
(1.063 МПа.
3.2. Особенности натурного моделирования усталостной
повреждаемости конструкции маневренного самолета
Натурное моделирование усталостной повреждаемости конст-
рукции маневренного самолета имеет ряд особенностей, являю-
щихся следствием большого разнообразия вариантов его примене-
ния, рассеяния индивидуальной нагруженности самолетов парка,
сложности спектра действующих в эксплуатации нагрузок, ши-
рокого применения новых авиационных материалов, технологий,
конструкционных и компоновочных решений, высокого уровня
напряжений. Закономерности усталостного разрушения в таких
условиях недостаточно хорошо изучены для формирования экви-
валентных спектров нагрузок для стендовых ресурсных испыта-
ний. В работе [67] показано, что модификация спектра напряже-
ний, характерного для нижней поверхности крыла маневренного
самолета, приводит как к увеличению, так и к уменьшению долго-
вечности. Так, введение в спектр относительно небольших по ве-
личине редко встречающихся напряжений сжатия, которые прак-
тически не влияют на интегральную повторяемость напряжений,
приводит к снижению средней долговечности в = 1,5 раза. Ис-
ключение из спектра редко встречающихся больших напряжений
приводит также к снижению средней долговечности примерно в
1,4 раза. Включение в спектр напряжений малой амплитуды, ко-
торые вызываются действием вибрации, также приводит к сниже-
нию долговечности. Для спектра, состоящего из упорядоченных
пульсирующих циклов, средняя долговечность в 1,25 раза выше
по сравнению со спектром, в котором циклы чередуются случай-
ным образом при одинаковых интегральных повторяемостях на-
пряжений. Поэтому возникает необходимость моделирования по-
следовательности эволюций самолета в эксплуатации (изменение
скорости и высоты полета, перегрузки в центре тяжести), а также
действующих на него при этом нагрузок.
Профиль полета маневренного самолета приведен на рис. 3.6.
Основными параметрами, характеризующими нагружение, явля-
6*
92 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
ютсл изменение скорости и высоты пилета, а также веса самолета
в течение выполнения полетного задания. Кроме того, на всех ре-
жимах нагрузки характеризуются тягой двигателя, углами атаки,
крена и рыскания самолета, а также углами отклонения аэроди-
намических поверхностей управления (предкрылков, флаперонов.
Время
Рис. 3.6. Профиль полета маневренного самолета:
I наземные режимы; 2, 4 набор высоты; 3, 5, 7 крейгергкнй полет; 6— пилотаж;
8 снижение
элеронов, закрылков и т. д.). Эти параметры зависят от типа само-
лета и его агрегатов, для которых анализируются нагрузки (крыло,
фюзеляж, оперение, шасси и т.д.).
Для маневренных самолетов выделяют два вида нагрузок, один
из которых соответствует наземным режимам, другой — воздуш-
ным режимам полета. Нагрузки на наземных режимах зависят от
фазы движения, взлетной массы, неровностей аэродрома и др. и
носят случайный характер. Однако в силу специфики нагружения
маневренного самолета уровень наземных нагрузок для конструк-
ции планера значительно ниже воздушных, и они не вносят зна-
чительного вклада в усталостное повреждение. Это позволяет не
учитывать действие переменных нагрузок на наземных режимах
за исключением нагрузок, действующих на шасси.
Воздушные нагрузки, действующие на маневренный самолет,
носят случайный характер и возникают в основном при выпол-
нении маневров. Переменные нагрузки от турбулентности атмо-
сферы имеют значительно меньший уровень и не вносят значи-
мого вклада в усталостное повреждение конструкции, поэтому их
действие можно не учитывать.
Полетные нагрузки носят случайный характер и обладают ря-
дом характерных особенностей: значительное рассеяние инди-
видуальной нагружснности, сильная асимметрия спектра со зна-
чительным преобладанием положительных нагрузок, изменение
спектра нагрузок во время эксплуатации, смещение плотности
усталостного повреждения в область высоких напряжений, приво-
3.2. Повреждаемость конструкции маневренного самолета 93
дяшее к отклонению от их линейного суммирования. В работах
[68-70] рассматриваются подходы к разработке спектра перемен-
ных нагрузок для лабораторных испытаний на усталость натур-
ной конструкции самолета, который среднестатистически отра-
жает условия нагружения самолета в эксплуатации. В работах
отмечается, что нагрузки определяются видом упражнений, кото-
рые выполняются, как правило, в течение одного полета, состоят
из последовательности фигур высшего пилотажа и характеризу-
ются:
последовательностью и видом фигур высшего пилотажа;
частотой повторений упражнения (в долях от полного ре-
сурса в полетах или летных часах);
летными параметрами (скоростью, высотой, полетным ве-
сом, дальностью полета) в течение полета;
видом подвесок;
типом взлетной паюсы.
На рис. 3.7 приведен пример организации упражнения из фи-
гур пилотажа. В процессе выполнения каждой фигуры реализуется
Рис. 3.7. Пример организации упражнения «Полет в зону на сложный пилотаж
(на средних высотах)»:
С !, 3 виражи; 6 бочка; 5 вираж; 7— половина петли; Л 17 полубочка; Н
пикирование, 10 переворот на горке; 11, 12 косан петля правая; 13 косая петля
левая; Ц, 15 петля прямая; 16 - полупетля; 18 20— спирали
последовательность экстремумов перегрузок в центре тяжести са-
молета. Измеренная последовательность экстремумов перегрузок
в эксплуатации позволяет определить повторяемость перегрузок
как число циклов перегрузки в среднем на 1 час полета. Цикл
перегрузки характеризуется средним значением и амплитудой.
Таким образом, при формировании полетных циклов нагруже-
ния маневренного самолета необходимо моделировать случайную
последовательность полетных циклов из выбранных групп упраж-
нений. Далее каждому полетному циклу в соответствии со стати-
стическими характеристиками групп упражнений ставится в со-
94 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
ответствие распределение нагрузок, выбираемое из ограниченного
числа базовых распределений, которые определяются расчетными
случаями норм прочности. Для различных агрегатов планера ба-
зовые распределения зависят от различных параметров полета,
поэтому для каждого агрегата необходимо задавать свой набор
базовых распределений аэродинамических нагрузок. Так, напри-
мер, для крыла определяющую роль выполняет вертикальная пе-
регрузка в центре тяжести самолета, а для вертикального опере-
ния угловая скорость вращения вокруг продольной оси самолета
и боковая перегрузка в центре тяжести самолета.
3.3. Моделирование аэродинамического нагревания
конструкции сверхзвукового пассажирского самолета
Аэродинамическое нагревание конструкции сверхзвукового
пассажирского самолета (СПС) в сверхзвуковом полете обусловли-
вает необходимость в лабораторных условиях при усталостных ис-
пытаниях одновременно с полетным циклом аэродинамических и
инерционных нагрузок моделировать полетный цикл нагревания
конструкции. При моделировании полетного цикла нагревания не-
обходимо учитывать дополнительные повреждающие факторы, ко-
торые зависят как от уровня температуры, так и от длительности
се действия:
температурные напряжения, возникающие в результате ци-
клического нагрева и охлаждения;
изменения в структуре сплава (достаривание, перестарива-
ние, «отжиг» нагартованной механической обработкой поверхности
детали и т.п.);
релаксация внутренних напряжений, наведенных различ-
ными технологическими операциями, в том числе остаточных
напряжений, созданных поверхностным упрочнением, натягом в
болтовых и заклепочных соединениях, затяжкой болтов, а также
сваркой;
ползучесть сплава, из которого изготовлен элемент конст-
рукции.
В случае воспроизведения в лабораторных условиях реальных
температур и времени нагрева полная продолжительность испы-
таний оказывается недопустимой [71 74]. Так, для подтверждения
проектного ресурса конструкции СПС первого поколения 20 000 по-
летов в лабораторных условиях необходимо воспроизвести не ме-
нее 40000 полетных циклов нагревания, каждый средней продол-
жительностью 2 ч. В этом случае продолжительность испытаний
будет складываться из не менее 9 лет, необходимых для наработки
полетных циклов, и дополнительно 2 3 года на проведение ос-
мотров конструкции, проведение восстановительных ремонтов
конструкции в зонах повреждений, а также выполнение регла-
ментных работ по обслуживанию стенда. Испытание, которое про-
3.3. Моделирование аэродинамического нагревания конструкции 95
должается 11 12 лет, не может обеспечить требуемый уровень бе-
зопасности эксплуатации и может привести к большим расходам,
связанным с возможными доработками конструкции в эксплуата-
ции и в серийном производстве. Следовательно, ключевой пробле-
мой является разработка подходов и методов сокращения длитель-
ности полетного цикла нагревания.
3.3.1. Методы сокращения длительности полетного цикла на-
гревания. Рассмотрение профиля типового полета (рис. 3.8) по-
зволяет разбить режимы полета на три группы:
дозвуковые режимы, на которых не проявляются тепловые
эффекты; к этим режимам можно отнести: предполетное обслужи-
вание, выруливание, опробование двигателей, разбег до отрыва,
Рис. 3.8. Профиль полетного цикла сверхзвукового пассажирского самолета:
1 предполетное обслуживание; 2 выруливание; 3 опробование двигателей; 1
ра.1бег до отрыва, 5 — набор высоты ло уборки механизации; б начальный этап набора
высоты; 7 разгон; Я крейсерский полет; 9 начальный этап снижения; 10 тор-
можение; 11 снижение с выпушенной механизацией; 12 приземление; 13—пробег;
1( заруливание; 15 — буксировка; 16— послеполетное обслуживание
набор высоты до уборки механизации, начальный этап набора вы-
соты. снижение с выпущенной механизацией, приземление, про-
бег. заруливание, буксировка, послеполетное обслуживание;
режимы нестационарного нагрева (разгон, торможение), на
которых возникают температурные напряжения;
режимы длительного действия повышенной температуры
(крейсерский полет), на которых возникают повреждающие воз-
действия как от температурных напряжений, так и от ползучести.
Таким образом, достаточно смоделировать дозвуковые режимы
при нормальной температуре в сочетании с моделированием аэро-
динамического нагрева на сверхзвуковых режимах полета. Сле-
дует отметить, что аэродинамический нагрев конструкции возни-
кает на больших высотах, на которых турбулентность атмосферы
практически отсутствует, поэтому в лабораторных условиях до-
96 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
статочно смоделировать аэродинамический нагрев при постоянной
нагрузке.
Сокращение длительности дозвуковых режимов достигается
так же, как и при испытании дозвуковых самолетов, путем ис-
ключения циклов переменного нагружения с амплитудой меньше
порогового значения и сокращения периода между циклами.
При сокращении длительности режимов нестационарного на-
грева исходят из того, что необходимо смоделировать температур-
ные напряжения, которые, суммируясь с напряжениями от ме-
ханических напряжений, приводят к усталостному повреждению
конструкции.
Сокращение режима длительного действия температуры обес-
печивают путем повышения температуры конструкции по сравне-
нию с температурой в типовом полете таким образом, чтобы повре-
ждения за счет ползучести и деградации характеристик материала
были такими же, как и в типовом полете.
3.3.2. Моделирование температурных напряжений. Исследо-
вания температурных напряжений в конструкции СПС [75 81] по-
казывают, что в течение полетного цикла нагревания возникают
два цикла температурных напряжений (первый на режиме раз-
гона, второй на режиме торможения), которые определяются тем-
пом нагрева (охлаждения) и размахом температурного цикла. По-
этому для моделирования температурных напряжений той же
величины, что и в типовом полете, достаточно воспроизвести по-
летные темп нагрева (охлаждения) и размах температурного ци-
кла. В этом случае сокращение длительности полетного цикла
можно достичь за счет исключения фазы первого охлаждения
наружной поверхности конструкции и сокращения длительности
фазы перехода от режима разгона к режиму торможения. Со-
кращение длительности фазы перехода достигают путем прину-
дительного нагрева (охлаждения) массивных внутренних элемен-
тов конструкции и имитатора топлива в топливных баках [73, 78,
82 86]. Схема ускоренного цикла нагрева приведена на рис. 3.9.
Таким способом длительность цикла нагрева в стендовых усло-
виях можно сократить до двух раз по сравнению с длительностью
цикла нагрева в типовом полете.
Дальнейшее сокращение длительности испытаний достигают
путем моделирования одним эквивалентным блоком нагружения и
нагрева усталостной повреждаемости, соответствующей усталост-
ной повреждаемости двух типовых полетов. В этом случае в экви-
валентном блоке воспроизводят переменные нагрузки, соответ-
ствующие дозвуковым режимам двух типовых полетов, и один
форсированный температурный цикл, повреждаемость которого
вдвое превышает повреждаемость температурного цикла типового
полета. Для увеличения в два раза усталостной повреждаемости
3.3. Моделирование аэродинамического» нагревания конструкции 97
конструкции из алюминиевого сплава достаточно увеличить ам-
плитуду температурных напряжений на ss 20%. Такое увеличе-
ние температурных напряжений можно достичь путем увеличения
Рис. 3.9. Температурный цикл типового полета и ускоренный цикл стендовых
испытаний:
I внутренняя конструкция ускоренного цикла; 2— наружпнп поверхность ускоренного
цикла; 'З внутренняя конструкция типового полета; 4 наружная поверхность типового
полета
темпа нагрева и размаха температуры нагрева и охлаждения на
фазах разгона и торможения [77]. Исследования показывают, что
существует соотношение между темпом нагрева и размахом темпе-
ратуры. которое приводит к пропорциональному увеличению тем-
Д7
Рис. ЗЛО. Номограмма коэффициента форсирования к/
пературных напряжений для широкого класса силовых элемен-
тов конструкции (87, 88]. Соотношение между темпом нагрева и
размахом температуры, необходимое для пропорционального уве-
98 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
личения температурных напряжений в обшивке и примыкающем
к ней силовом элементе, строительная высота которого изменя-
ется в диапазоне 33 198 мм, приведено на рис. 3.10. Применение
этого соотношения позволяет сформировать эквивалентный блок
нагружения и нагрева, который по усталостной повреждаемости
соответствует двум типовым полетам. Структура такого эквива-
лентного блока приведена на рис. 3.11. Усталостные испытания
Дозвуковые режимы полета
Сверхзвуковые режимы полета
Рис. 3.11. Эквивалентный блок нагружения и нагрева конструкции
Рис. 3.12. Ускоренный цикл нагревания
эквивалентным блоком нагружения и форсированного нагрева по-
зволяют сократить длительность их проведения до приемлемых
величин (3-5 лет).
Существенное сокращение длительности полетного цикла на-
гревания удается достичь при усталостных испытаниях таких
конструкций, для которых возникает возможность использовать
3.3. Моделирование аэродинамического нагревания конструкции 99
принцип тепловой инерции внутренних элементов [88]. Суть этого
подхода заключается в том, что при малом периоде циклического
нагрева наружной поверхности конструкции температура наибо-
лее удаленных от наружной поверхности внутренних элементов
принимает среднее значение и изменяется незначительно. В ре-
зультате возникающих температурных перепадов между обшив-
кой и силовыми элементами возникают циклические темпера-
турные напряжения, которые соответствуют температурным на-
пряжениям на режимах разгона и торможения в типовом полете.
Схематическое изображение такого цикла ускоренного нагревания
конструкции приведено на рис. 3.12. В этом случае длительность
цикла нагревания можно достичь равной 5 10 мин. Кроме сокра-
щения длительности цикла нагревания, дополнительным преиму-
ществом такого подхода является тот факт, что не требуется уско-
ренный нагрев (охлаждение) внутренних элементов при переходе
с (разы нагрева на фазу охлаждения и наоборот.
3.3.3. Моделирование длительного действия повышенной тем-
пературы. Длительное действие повышенной температуры в
сверхзвуковом полете приводит к дополнительным повреждающим
факторам, которые вызваны:
изменениями в структуре сплава (достаривание, перестари-
вание, «отжиг» нагартованной механической обработкой поверхно-
сти детали и т. п.);
релаксацией внутренних напряжений, наведенных различ-
ными технологическими операциями, в том числе остаточных
напряжений, созданных поверхностным упрочнением, натягом в
болтовых и заклепочных соединениях, затяжкой болтов, а также
сваркой:
ползучестью сплава, из которого изготовлен элемент кон-
струкции.
Как было показано выше, повреждения, вызванные изменени-
ями в структуре сплава и релаксацией внутренних напряжений,
зависят от параметра термоэкспозиции:
Таким образом, для того чтобы повреждения, вызванные изме-
нениями в структуре сплава и релаксацией внутренних напряже-
ний в условиях стендовых испытаний, были такими же, как и в
условиях эксплуатации, достаточно, чтобы равнялись параметры
термоэкспозиции для условий испытаний и эксплуатации:
100 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
Это соотношение показывает, что повышение температуры
приводит к сокращении» длительности выдержки. При заданных
температуре выдержки в полетном цикле стендовых испытаний Т„.
температуре Тэ и длительности ее действия t3 на крейсерском ре-
жиме в типовом полете длительность выдержки в полетном цикле
/и определяется соотношением
Расчетный анализ показывает, что для алюминиевых конст-
рукций повышение на 10 град температуры в стендовых условиях
по сравнению с температурой в типовом полете приводит к сокра-
щению длительности выдержки более чем в три раза.
Для моделирования повреждений от ползучести исходили из
установленных закономерностей, на основании которых условие
разрушения при чередовании усталости и ползучести можно запи-
сать в виде нелинейного соотношения
статическом нагружении j-й ступенью: С
где 52 относительное повреждение за счет усталости, в
1=1 »Vpt
котором m число ступеней переменного напряжения в полетном
цикле, п, - число циклов на :-й ступени. Np, долговечность при
Л
нагружении »-й ступенью; Np >, -----относительное поврежде-
j=l 'pj
ние за счет ползучести, в котором к число ступеней статического
нагружения в полетном цикле, tj - время выдержки на у-й сту-
пени статического нагружении, tpj время до разрушения при
п t \
гу-, — 1 — параметр
lvp 1р/
суммирования повреждений.
Время до разрушения tp при длительном действии постоянного
напряжения а и постоянной температуры Т определяли степенной
зависимостью [49]:
t.p = В(т~к,
где В, к параметры кривой длительной прочности при повы-
шенной температуре Т.
Зависимость времени до разрушения tp от температуры Т
описывали температурно-временным параметром Ларсона Мил-
лера [49]:
Т(А 4- 1g tp) = const.
3.3. Моделирование аэродинамического нагревания конструкции 101
За меру усталостного повреждения приняли величину, обратно
пропорциональную долговечности:
В этом случае условие эквивалентности циклов нагревания в
эксплуатации и при стендовых испытаниях записали в виде соот-
ношения
где £и повреждение циклов нагревания в условиях стендовых
испытаний: £, — повреждение циклов нагревания в условиях экс-
плуатации.
В качестве примера рассмотрим условие эквивалентности для
нижних панелей крыла СПС. Примем, что полетный цикл при стен-
довых испытаниях включает переменное нагружение при нормаль-
ной температуре, эквивалентное переменному нагружению на до-
звуковых режимах типового полета и выдержку конструкции при
нагружении постоянным напряжением <ти и постоянном нагреве
до температуры Т„ в течение времени /и. Если для типового по-
лета привести переменное нагружение дозвуковых режимов к экви-
валентному по усталостному повреждению пульсирующему циклу
<тэкв и учесть, что на сверхзвуковом режиме панели подвергаются
действию постоянного напряжения <тэ и постоянной температуры
Т, в течение времени /э, тогда условие эквивалентности можно
записать в виде
1/^Р ~С ^и/^ри _ 1/^Р *" ^э/^рэ
Си " сэ
где /[)И, время до разрушения в условиях испытаний и экс-
плуатации; Си, Сэ параметры суммирования для условий ис-
пытаний и эксплуатации. Можно заметить, что
1/Л^р + ^э/^рэ _ I
Сэ ЛГрэ
где Np_, число типовых полетов до разрушения в условиях экс-
плуатации. Следовательно, длительность выдержки при постоян-
ной температуре и нагружении в условиях испытаний определя-
ется соотношением
_ ^ри (f i _ М” А
и " Wpo V й ЛГР ) •
Численный анализ выполнен для конструкции крыла, у кото-
рой нижние панели выполнены из перспективного алюминиевого
102 Гл.З. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
сплава АК4-2чТ1. Для этого сплава кривая усталости представляет
степенную зависимость
Np = 2.096 • 109<т^.
Кривая длительной прочности при температуре Т = 423 К опи-
сывали степенной функцией
tp = 7,7 • 10® <т-5,6.
Зависимость времени до разрушения ip от температуры Т
описывали температурно-временным параметром Ларсона Мил-
лера:
Т(20 + lg ip) = const.
Параметр суммирования повреждений:
-1,63^ + 1 при 0<^®*^0,27,
I V t Vi
0,6^ + 0,4 при 0,27 < < 1.
, ip ip
Рассмотрено моделирование типового полета, который характе-
ризовался <тэкв = 140 МПа, (7Э = 80 МПа, Тэ = 393 К, = 7200с.
Рис. 3.13. Зависимости времени выдержки от температуры нижних панелей
крыла из алюминиевого сплава для моделирования повреждений при чередова-
нии усталости и ползучести (2) и изменении в структуре материала от длитель-
ного действия повышенной температуры (/)
Для полетного цикла при стендовых испытаниях температура вы-
держки Ти варьировалась в диапазоне от 393 К до 423 К. Постоян-
ное напряжение <ти принималось равным 80 МПа.
3.4. Эквивалентность переменного нагружения 103
Зависимости времени выдержки t„ от температуры выдержки
Т„ для моделирования повреждений как от чередования усталости
и ползучести, так и от изменения структуры сплава при длитель-
ном нагревании, приведены на рис. 3.13. Рассмотрение приве-
денных зависимостей показывает, что для одновременного моде-
лирования повреждений от чередования усталости и ползучести и
изменения структуры материала существует единственное значе-
ние температуры выдержки Ти, которое в данном случае равнялось
423 К. В этом случае длительность выдержки в полетном цикле tu
сокращается до 560 с по сравнению с 7200 с на крейсерском режиме
типового полета.
3.4. Эквивалентность переменного
нагружения в стендовых испытаниях
по отношению к типовой эксплуатации
При разработке блока полетных циклов нагружения планера в
лабораторных условиях не удается в полной мере воспроизвести
внешние нагрузки, соответствующие реальной эксплуатации. Это
обусловлено тем, что при стендовых испытаниях по сравнению с
типовым полетом:
распределение масс объекта испытаний отличается от рас-
пределения масс самолета в связи с заменой ряда штатных аг-
регатов их макетами (двигателей, шасси, стабилизатора, киля,
закрылков, предкрылков), а также отсутствием топлива, коммер-
ческой нагрузки, оборудования и т.д.;
динамическое равновесие самолета при выполнении манев-
ров и при действии воздушного «порыва» в стендовых испыта-
ниях обеспечивается приложением сосредоточенных уравновеши-
вающих усилий;
распределенное аэродинамическое сопротивление самолета
воспроизводится сосредоточенными усилиями;
динамическое распределение переменных нагрузок заме-
няют распределениями, соответствующими статическим случаям
нагружения;
фазирование нагрузок на различные агрегаты самолета в
полете отличается от фазирования нагрузок на агрегаты объекта
испытаний при стендовых испытаниях.
Кроме того, в процессе испытаний в случае обнаружения уста-
лостных повреждений в конструкции или при уточнении перемен-
ных нагрузок изменяют распределение переменных нагрузок в
стендовых условиях по сравнению с исходным распределением.
Таким образом, возникает задача определения эквивалентно-
сти для установления соответствия:
между переменным нагружением в полетном цикле при стен-
довых испытаниях и переменным нагружением в типовом полете;
104 Гл. 3. Натуржм’ моделирование усталостной повреждаемости
между переменными нагружениями различных вариантов
полетных циклов.
Условие эквивалентности можно записать в виде равенства ус-
талостных повреждений в условиях стендовых испытаний £и и в
условиях эксплуатации
Для сравнения переменного нагружения в стендовых испыта-
ниях и в эксплуатации вводится понятие «эквивалент» как отно-
шение
3 =
Мерой усталостного повреждения £ принимают величину, об-
ратную долговечности ;Vp:
{ ЛГР-
Результаты экспериментальных исследований [91. 92] показы-
вают, что долговечность зависит от приведенного напряжения ст*,
которое является линейной комбинацией компонентов напряжен-
ного состояния элемента конструкции (нормальных напряжений
ст, касательных напряжений т, напряжений смятия стсм и т.д.).
Это позволяет принять, что для большинства элементов конструк-
ции долговечность определяется степенной зависимостью
= 1о‘Ч*кХ
где с, m — константы материала конструкции: ст*ки0 — напряже-
ние пульсирующего цикла, эквивалентного по усталостной повре-
ждаемости действующей реализации приведенных напряжений.
Подставив выражение Np в выражение для определения «экви-
валента», получим
_* \m
"эквОэ 1
fljKB 0 и/
Полученное выражение показывает, что для определения «экви-
валента* достаточно определить напряжения эквивалентных пуль-
сирующих циклов для условий испытаний и эксплуатации, а также
показатель степени кривой усталости. Для определения напря-
жения эквивалентного пульсирующего цикла временную реализа-
цию приведенных напряжений систематизируют по методу «пол-
ных циклов» или «дождевого потока», выделенные полные циклы
приводят к пульсирующим циклам и вычисляют ст*кв0, исполь-
зуя линейную гипотезу суммирования усталостных повреждений
[Я<1, .12].
э =
3.4. Эквивалентность переменного выгружения
105
Приведение к пульсирующим циклам выполняют по эмпири-
ческим зависимостям
^2<ТВД|ПИ
*0 = < л/2«+0.2<)
>0
при a*n 0,
при <J*m < 0, <т’1ах > О,
при <т‘1ах < 0.
В соответствии с гипотезой линейного суммирования усталост-
ных повреждений значение эквивалентного пульсирующего цикла
определяется соотношением
На основании обобщения экспериментальных данных полу-
чены среднестатистические значения показателя степени т, ко-
торые приведены в табл. 3.1.
Таблица 3.1
Материал Характеристика зоны конструкции m
Алюминиевые Геометрический концентратор напряжений kt = 2-6 4
сплавы Соединение 4
Сталь ЗОХГСНА Соединение (крепеж) 3
Сталь ВНС-2 Геометрический концентратор напряжений ki = 2-6 Сварка (торцевая) 4 4
Титановый Геометрический концентратор напряжений kt = 2-6 4
сплав ВТ-20 Соединение (крепеж) 4
L Точечная сварка 4
Так как компоненты напряжений являются линейной функ-
цией нагрузок, то, очевидно, и приведенное напряжение <т* также
является их линейной комбинацией. Если учесть, что для боль-
шинства элементов конструкций нагружение определяется сосре-
доточенными усилиями F, избыточным давлением в гермоотсеках
Др, силовыми факторами в сечении (изгибающими моментами
Мт, Му, крутящими моментами Л/,, перерезывающими силами
Qt, нормальными усилиями N), тогда приведенное напряже-
ние можно представить в виде соотношения
п ~ 57 aF> + аАрДр +
+ aQ:Qt + + ам^Му + Mz.
106 Гл.З. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
Так как усталостное повреждение ( однозначно зависит от при-
веденного напряжения, можно заключить, что полученное выраже-
ние может служить критерием эквивалентности переменного на-
гружения при испытаниях нагружению в эксплуатации. Таким
образом, критерием эквивалентности D является
D = otpiFj 4- адрДр + QnN -I- aqvQy+
I
+ nQzQz + <ШгМт -I- ощМу + ам.Mz.
Рассмотрим критерии эквивалентности для критических по ус-
ловиям усталости зон конструкции. Анализ повреждений кон-
струкции планера при усталостных испытаниях показывает, что
Рис. 3.14. Схема критических элементов и узлов нижних панелей крыла самолета
Ил-96:
1 отверстие в обшивке панели; 2 продольные стыки панелей по лонжеронам; .?
продольный стык по заднему лонжерону; 4 поперечный стык панелей ЦЧК и КЧК:
5 продольный стык панели с поясом заднего лонжерона: 6 — галтель перехода выступа
панели; 7 IS— задние узлы креплений рельсов закрылков; 13 отверстия в стрингерах
для перегекания топлива; 14 — передние узлы крепления внутреннего двигателя; 15 —
отверстие в панели; 16 продольные стыки по оси излома, 17— окончание продольного
стыка; 18 передние узлы крепления пилона внешнего двигателя; 19 — отверстие в
панели; 20 — лазовая панель; 21 - продольный стык панелей; 22 поперечный стык
панелей КЧК и ОЧК; 23-25 крепление хвостовых панелей и нижним панелям: 26 —
узел крепления ВЗК к панели ОЧК; 27 вырез в панели под воздухозаборник
наибольшее число повреждений наблюдается в конструкции крыла
и гермофюзеляжа. Это обусловливает необходимость определения
критериев эквивалентности, в первую очередь, для конструкции
3.4. Эквивалентность переменного нат ру женил 107
крыла и фюзеляжа в зонах значимых по условиям усталости. Рас-
смотрим перечень критических элементов и узлов конструкции
крыла и фюзеляжа на примере самолета Ил-96. На рис. 3.14-3.18
показаны критические по условиям усталости элементы и узлы
верхних и нижних панелей крыла, переднего и заднего лонжеро-
о» геометрические концентраторы
cd - продольные стыки
О - поперечные стыки
СЭ - зоны сосредогоченных усилий
CD - соединения
Ось излома 2
Консольная часть крыла (КЧК)
< Ггьемная ч
Ось двигягеля №1
Ось излома I
Ось двигателя №2
Д *
Ж* >1ла(ОЧК)
___________ законцовка
крыла I B'JK'l
Рис. 3.15. Схема критических элементов и узлов на верхних панелях крыла са-
молета Ил-96:
2* огверстия в панели под датчики топливомрров; 29 продольные стыки панелей;
.70 окончание продольного стыка панелей; 31 поперечный стык панелей КЧК с па-
нелями ОЧК; 32 поперечный стык панелей КЧК с панелями ЦЧК; 33 отверстия в
панели под заливные горловины; 34 — продольный стык панели с поясом лонжерона
нов крыла, а также гермофюзеляжа самолета. Критические эле-
менты и конструктивные узлы можно объединить в шесть групп,
которые отличаются видом напряженно-деформированного состо-
яния:
геометрические концентраторы;
продольные стыки;
поперечные стыки;
зоны сосредоточенных усилий;
— соединения;
— гермостенки.
Для выделенных групп элементов и конструктивных узлов на
основании анализа напряженного и нагруженного состояния кри-
тических по условиям усталости элементов конструкции сформи-
рованы критерии эквивалентности.
h|27p |5 Ы 28 Ы29Р|6 1,1 30 Ы31В9 Н 32 ^НЗЗ
gg - геометрические концентраторы
6D продольные стыки
( ) - поперечные стыки
П - зоны сосредоточенных усилии
О - соединения
кем шй тяивяга
'40 ' * ‘ 40 41 40 42
Рис. 3.16. Схема критических элементов и узлов стенки переднего лонжерона самолета Ил-96:
35 — соединение стенки с верхней балкой центроплана; 36 — соединение стенки с нижней балкой центроплана. 37— соедине-
ние стенки со стенкой нервюры. 38 передние узлы крепления двигателей. 39 — продольные стыки стенки с поясами лонже-
рона в зоне н-ры 13; 40 — вырезы в стенке под рельсы; 41 вырезы в стенке под винты; 42 — поперечный стык переднего лон-
жерона КЧК с передним лонжероном ОЧК
108 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости BI з .4. Эквивалентность переменного нагружения
Рис.3.17. Схема критических элементов и узлов заднего лонжерона крыла самолета Ил-96:
43 — вырез в стенке для люков-лазов. 44 поперечный стык стенки и поясов лонжерона центроплана со стенкой и поясами
заднего лонжерона КЧК; 45 — продольный стык нижнею пояса и стенки лонжерона КЧК: 46 вырезы в стенке лонжерона;
47 — узел крепления траверсы подкрыльевого шасси; 48 — стыки бачок отсека подкрыльевою шасси с задним лонжероном.
49— задние узлы крепления рельсов закрылка: 50— стык стенок и поясов заднего лонжеронана КЧК с задним лонжероном ОЧК
110 Гл.З. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
3.4. Эквивалентность переменного нагружения
111
3.4.1. Критерии эквивалентности для элементов с. геометриче-
скими концентраторами. Рассмотрение конструкции гермофюзе-
ляжа показывает, что к элементам с геометрическими концент-
раторами. в которых возникают усталостные трещины, можно
отнести:
вырезы в обшивке кабины экипажа;
рамы остекления кабины экипажа;
вырезы в обшивке под входные (аварийные) двери, грузовые
и буфетные люки;
вырезы в оконных панелях;
вырезы под опоры шасси;
вырез под стабилизатор;
вырезы под клапан сброса воздуха, под фары освещения,
под антенну, под люк слива воды и т. д.
В конструкции крыла к элементам конструкции с геометриче-
скими концентраторами можно отнести:
отверстия в обшивках панелей для сливного крана, для дат-
чиков топливомеров, под заливные горловины и т.д.;
галтели перехода толщин обшивок панелей;
отверстия в стрингерах нижних панелей крыла для перете-
кания топлива:
люки-лазы в лазовых панелях;
продольные швы;
вырезы в обшивке панелей под воздухозаборник;
вырезы в стенках лонжеронов для люков-лазов под рельсы
и винты закрылков и предкрылков и т.д.
С целью определения критерия эквивалентности для зон вы-
резов в гермофюзеляже в качестве примера рассмотрим напря-
женное состояние самолета Ил-86 в углах выреза в обшивке гер-
мофюзеляжа для аварийной двери. Эскиз выреза приведен на
рис. 3.19. При усталостных испытаниях натурной конструкции
самолета усталостная трещина возникала от отверстия в обшивке
У кромки выреза [94]. В зоне отверстия на кромке выреза была
проведена тензометрия.
На рис. 3.20 приведено распределение напряжений для трех
режимов нагружения:
наддув гермофюзеляжа избыточным давлением 0,065 МПа;
изгиб и кручение фюзеляжа на режиме «горизонтальный
полет, пу = 1,22»;
одновременный наддув гермофюзеляжа избыточным давле-
нием 0,065 МПа и изгиб и кручение фюзеляжа на режиме «гори-
зонтальный полет. пу = 1,22».
Измеренные напряжения показывают, что при изгибе и круче-
нии фюзеляжа в двух противоположных углах выреза возникают
растягивающие напряжения, а в двух других углах сжимающие
112 Гл.З. Натурист? моделирование усталостной повреждаемости
Рис. 3.19. Эскиз выреза для аварийной двери в обшивке гермофюзеляжа самолета
Ил-86 (вид изнутри)
Рис. 3.20. Распределение нормальных напряжений (в МПа) в углах выреза в
обшивке для аварийной двери гермофюзеляжа самолета Ил-86
3.4. Эквивалентность переменного нагружении
113
напряжения. При наддуве во всех четырех углах выреза возни-
кают растягивающие напряжения. При одновременном действии
давления с изгибом и кручением фюзеляжа в углу, в котором по-
явилась усталостная трещина, возникают максимальные растяги-
вающие напряжения. Можно предположить что усталостное повре-
ждение будет определяться суммарным нормальным напряжением
на кромке выреза <7К. Очевидно, что напряжение <тк зависит как
сп избыточного давления Др, так и от перерезывающей силы Qy
и крутящего момента Мх в сечении фюзеляжа по вырезу.
Следовательно, для выреза в гермофюзелнже критерий эквива-
лентности, выраженный через силовые факторы и наддув, прини-
мает вид
D = asjAp + »QvQy + с*мдМг-
Некоторые концентраторы в крыле (галтели перехода толщин
обшивок панелей, отверстия в стрингерах нижних панелей крыла
для перетекания топлива и др.) характеризуются тем, что они
подвержены действию одноосного напряженного состояния, т. е. в
их зоне возникают только нормальные напряжения, которые обу-
словлены действием одного параметра нагружения. Для элемен-
тов крыла большого удлинения в регулярных зонах за подвеской
внешнего двигателя таким параметром нагружения является из-
гибающий момент Мх. В этом случае критерием эквивалентности
можно принять
D = амхМх.
Однако в зонах отверстий в обшивках панелей крыла возни-
кает двухосное напряженное состояние, которое определяется глав-
ными напряжениями <Г| и <?2- В этом случае на контуре отверстия
в точке возможного зарождения усталостной трещины возникает
напряжение <тк [93]:
<7к = — дО’г-
Так как главные напряжения в панелях крыла о\ и rr-j в основ-
ном зависят от изгибающих моментов .М,г и Му, то в этом случае
критерием эквивалентности может служить
D = сшхМг + «л/„
3.4.2. Критерий эквивалентности для соединений. Соедине-
ния элементов конструкции и агрегатов планера отличаются боль-
шим разнообразием как по конструктивному исполнению, так и
по условиям нагружения и типу напряженно-деформированного
состояния. Это обстоятельство не позволяет сформулировать еди-
ный критерий эквивалентности. Такой критерий возможно сфор-
мулировал, только для каждого соединения индивидуально на
основании анализа его на пря жен но- деформированного состояния.
9 zak123
114 Гл.З. Натурное моделирование усталостной повреждаемооти
Рассмотрим подход к определению критерия на примере стыка об-
шивки и шпангоутов гермофюзеляжа с верхними панелями цен-
троплана.
Зона стыка характеризуется тем, что в его элементах (борто-
вой угольник, обшивка, пояса шпангоутов) возникает местный из-
гиб, обусловленный действием избыточного давления и нагрузкой
на крыло. Па рис. 3.21 приведено распределение напряжений с
ст. дан/мм! <з. дан/мм
Рис. 3.21. Распределение напряжений в зоне стыка обшивки гермофюзеляжа с
верхней панелью центроплана крыла
внутренней стороны гермофюзеляжа в зоне стыка обшивки фю-
зеляжа с верхней панелью центроплана, полученное тензометрией
конструкции самолета Ил-86 [93]. Из рассмотрения рисунка видно,
что в зоне стыка возникают значительные нормальные напряже-
ния, которые вызваны как действием избыточного давления Др,
так и совместным деформированием крыла и фюзеляжа при на-
гружении крыла. Исследования показали, что напряжения от со-
вместного деформирования крыла и фюзеляжа в основном зависят
от изгибающего момента Л/х, действующего в сечении крыла по
борту фюзеляжа. Следовательно, критерием эквивалентности для
элементов фюзеляжа в зоне крепления обшивки и шпангоутов к
верхней панели центроплана крыла может служить
О = Мт 4- адрДр.
3.4.3. Критерий эквивалентности для продольных стыков
крыла. Регулярными зонами крыла, долговечность которых опре-
деляет долговечность конструкции крыла, являются продольные
стыки, к которым можно отнести:
стыки панелей;
стыки панелей с поясами лонжеронов:
стыки стенок с поясами лонжеронов.
3.4. Эквивалентность переменного нагружения
115
На рис. 3.22 приведен эскиз продольного стыка панелей при
помощи стыкового профиля. Если предположить, что продоль-
ный стык направлен вдоль оси жесткости крыла, тогда в зоне
крепежного отверстия возникают нормальные напряжения а. и ка-
сательные напряжения тхг, которые показаны на расчетной схеме
Рис. 3.22. Схема продольного стыка крыла
(рис. 3.22). Кроме того, на контур отверстия действует усилие от
крепежного элемента Рб. В результате концентрации напряжений
на контуре отверстия возникнет повышенное напряжение стк, ко-
торое можно определить так [90]:
где касм коэффициенты концентрации от нормальных на-
пряжений и напряжений смятия; <тг нормальные напряжения:
ггсм напряжения смятия.
Напряжение смятия определяется усилием на крепежный эле-
мент Рб толщиной панели в зоне крепежного отверстия 8 и диа-
метром крепежного отверстия d:
Рб
°™ d8'
Усилие на болт определяется шагом крепежных отверстий
толщиной панели 8 и величиной касательных напряжений тхг:
рЛ = Тхг^
9*
116 Гл. 3. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
Учтем, что kvcvJk<,z ~ 0,4 [91], тогда максимальное напряже-
ние на контуре отверстия определяется соотношением
стк = ( oz + 0.25^ ] .
\ “ /
Так как в крыле большого удлинения нормальные напряже-
ния определяются изгибающими моментами Му, а касатель-
ные напряжения определяются крутящим моментом Мг и перере-
зывающими силами Qy и Qx. то критерий эквивалентности при-
нимает вид
D = ам.Мз + (XMvMy + ам.Л/, + aQ„Qy + »QrQx.
3.4.4. Критерий эквивалентности для поперечных стыков.
К наиболее часто встречающимся поперечным стыкам верхних и
нижних панелей крыла можно отнести:
поперечные стыки панелей центроплана с панелями кон-
сольной части крыла:
поперечные стыки панелей консольной части крыла с пане-
лями отъемной части крыла.
В конструкции гермофюзеляжа к поперечным стыкам можно
отнести:
продольные (относительно оси фюзеляжа) стыки обшивки
фюзеляжа, выполняемые обычно внахлест;
поперечные (относительно оси фюзеляжа) соединения, вы-
полняемые обычно встык по накладке.
В работе [91] показано, что сопротивление усталости попереч-
ных стыков определяется приведенным напряжением
<Т = ксм<7см + СТЛ + 0,5<7изГ1
А-3*
где ксм = г — отношение эффективного коэффициента концен-
кл
грации напряжений для однорядного соединения (вся нагрузка пе-
редается крепежным элементом) к эффективному коэффициенту
концентрации для отверстия, заполненного ненагруженным кре-
пежным элементом; стсм напряжение смятия, обусловленное
силой, передаваемой крепежным элементом; ст., — нормальное на-
пряжение, обусловленное силой, проходящей по обшивке к осталь-
ным рядам крепежных элементов: ст„л изгибное напряжение,
возникающее у первого ряда крепежных элементов за счет эксцен-
триситета приложения нагрузки.
С достаточной степенью точности для реальных соединений и
условий нагружения вместо отношения эффективных коэффици-
ентов концентрации ксы можно применять отношение теоретиче-
ских коэффициентов концентрации напряжений А.смт = 0,4.
3.4. Эквивалентность переменного нагружения 117
Напряжение смятия определяется усилием на крепежный эле-
мент % толщиной панели н зоне крепежного отверстия <5СТ и диа-
метром крепежного отверстия d:
Стгм — ЛЛ
Мем
При равномерном распределении усилий по крепежным эле-
ментам усилие на болт определяется шагом крепежных отверстий
f. числом крепежных элементов на одном шаге ng, толщиной па-
нели д', и величиной нормальных напряжений в регулярной зоне
а. Усилие на болт равно
При соединении тонких листов «внахлест» (например, про-
дольные стыки гермофюзеляжа «внахлест») в большинстве случаев
изгибные напряжения достигают номинальных напряжений а.
Таким образом, приведенное напряжение принимает вид
. ( 0,4М 1 ч \
<7 = I —------1---+ 0,5 (J.
\ ^б /
Это соотношение показывает, что сопротивление усталости по-
перечных стыков определяется геометрическими характеристи-
ками стыка и нормальным напряжением в регулярной зоне. Учи-
тывая, что для панелей крыла большого удлинения нормальное
напряжение в регулярных зонах а зависит от изгибающих мо-
ментов М,. Му, критерий эквивалентности принимает вид
D = aMl Мх 4- ам, Му •
Нормальные напряжения в зонах поперечных стыков гермо-
фюзеляжа определяются действием избыточного давления и
изгибающего момента Л/-, следовательно, критерий эквивалент-
ности для поперечных стыков фюзеляжа
D = ам, Мг + адрДр.
По условиям нагружения к поперечным стыкам можно отнести
продольные стыки гермофюзеляжа. Для продольных стыков в ре-
гулярных зонах фюзеляжа нормальные напряжения определяются
в основном избыточным давлением Др. В этом случае критерий
эквивалентности принимает вид
D = а^р&р.
Глава 4
МЕТОДЫ ИСПЫТАНИЙ НА УСТАЛОСТЬ
И ЖИВУЧЕСТЬ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА
Существенное повышение эффективности ресурсных испыта-
ний натурной конструкции самолета за счет повышения достовер-
ности результатов испытаний и сокращения затрат на создание
стендов и проведение испытаний достигается путем проведения
полного комплекса ресурсных испытаний одновременно всех агре-
гатов планера на одном объекте с моделированием переменной на-
груженности конструкции блоками полетных циклов со случайным
чередованием полетных циклов различной нагруженности в блоке
и со случайным чередованием уровней переменных нагрузок в по-
летных циклах. Реализация такого подхода обусловила разработку
комплекса новых методов испытаний и сопровождающих их экс-
периментальных исследований [95].
С целью воспроизведения в стендовых условиях при усталост-
ных испытаниях квазислучайного спектра переменного нагруже-
ния одновременно всех агрегатов планера разработаны методы
формирования самоуравновешенной системы сосредоточенных
усилий, эквивалентно отражающих нагруженность планера в ти-
повом полете. Для одновременного нагружения всех агрегатов в
системе планера разработаны оригинальные схемы нагружения
незакрепленного объекта испытаний. Для экспериментального ис-
следования циклического изменения напряжений в конструкции,
особенно в зонах стыков агрегатов планера, разработаны новые
методы выравнивания показаний тензодатчиков при многокомпо-
нентном нагружении.
Проведение испытаний на остаточную прочность натурной кон-
струкции с большим числом начальных повреждений вызвали не-
обходимость разработки новых методов испытаний, предотвраща-
ющих полное разрушение конструкции, а также необходимость
разработки эффективного метода останова лавинообразно разви-
вающихся трещин.
Для сокращения сроков усталостных испытаний потребова-
лись новые подходы к технологии проведения испытаний и эффек-
тивные методы остановки усталостных трещин.
Важность информации об усталостных повреждениях натур-
ной конструкции обусловливала необходимость создания автома-
4.1. Усталостные испытания конструкции планера 119
тизированной информационной системы, которая обеспечивает
сбор, передачу, обработку данных в реальном времени в непосред-
ственной связи с процессом испытаний.
Далее рассмотрены современные методы, которые применяют
при проведении испытаний на усталость и живучесть натурной
конструкции.
4.1. Усталостные испытания конструкции планера
Испытания на усталость натурной конструкции планера прово-
дят с целью получения экспериментальных данных, необходимых
для сертификации самолета в части:
экспериментального подтверждения проектного ресурса;
выявления критических с точки зрения усталости элемен-
тов конструкции:
определения долговечности критических элементов конст-
рукции до появления обнаруживаемых трещин;
получения данных о распространении трещин;
сравнения нагруженности в стендовых условиях и в эксплу-
атации:
подтверждения регламента дефектоскопического контроля;
разработки методов восстановительного ремонта;
исследования напряженного и деформированного состояний
конструкции и сравнения с результатами статических и летных
испытаний, а также конечно-элементных расчетов.
Испытания проводят в объеме не менее двух проектных ре-
сурсов [96, 97]. Как правило, испытаниям подвергается первый
экземпляр конструкции планера, выполненный по серийной тех-
нологии. Испытывают все агрегаты планера самолета: крыло с
его механизацией (закрылки, предкрылки, флапероны, элероны,
тормозные щитки и т. д.), фюзеляж, горизонтальное и вертикаль-
ное оперения с рулями, пилоны двигателей, основные и переднее
шасси, механическая проводка управления и т. д.
Натурную конструкцию планера в стендовых условиях цик-
лически нагружают переменными нагрузками, которые статис-
тически отражают нагружение самолета в эксплуатации. Для ус-
тановления соответствия между переменными нагрузками при
лабораторных испытаниях и нагрузками в эксплуатации в харак-
терных сечениях конструкции на летном экземпляре самолета и
на объекте испытаний монтируют тарированные тензомосты по
идентичным схемам и проводят измерения нагрузок.
С целью исследования напряженного и деформированного со-
стояний конструкции и сравнения с результатами статических ис-
пытаний. а также сравнения с результатами конечно-элементных
расчетов, проводят тензометрию зон конструкции, значимых по
условиям усталости.
120 Гл. 4. Методы испытании на усталость
Для своевременного обнаружения усталостных повреждений
выполняют периодический контроль целостности конструкции
как визуальными методами, так и методами неразрушающего кон-
троля. В случае обнаружения усталостной трещины исследуют
процесс ее развития до ремонтопригодного размера. При дости-
жении трещины ремонтопригодного размера испытания остана-
вливают и выполняют восстановительный ремонт конструкции.
После ремонта испытания продолжают.
4.1.1. Разгрузка поврежденной зоны конструкции при усталост-
ных испытаниях. Важным требованием к ресурсным испыта-
ниям самолетов является необходимость их раннего календарного
планирования и необходимость их проведения в сжатые сроки.
К моменту принятия решения о серийном производстве испыта-
ния должны быть проведены в объеме проектного ресурса, а к
началу поставки первого самолета заказчику испытания должны
быть проведены в объеме двух проектных ресурсов.
Однако существующая практика усталостных испытаний
натурных конструкций самолетов показывает, что в процессе ис-
пытаний возникают длительные остановки, вызванные восстано-
вительными ремонтами конструкции в зонах усталостных повре-
ждений, а также вызванные профилактикой и ремонтом систем
стенда испытаний.
Остановки для проведения восстановительных ремонтов си-
стем стенда вызваны тем, что стенд усталостных испытаний от-
носится к восстанавливаемым объектам (без горячего резерва),
поэтому после любого отказа необходимо время для его устране-
ния. Под устранением отказа понимается замена вышедшего из
строя элемента стенда или его ремонт. На основании анализа
работы стенда ресурсных испытаний широкофюзеляжного само-
лета Ил-86 получены характеристики надежности работы систем
[98]. Определялись основные характеристики надежности, а
именно: tn — наработка на отказ в часах; ZBl среднее время
восстановления работоспособности в часах; kr = tQ/(to + tm) —
коэффициент готовности. Характеристики надежности приведены
в табл. 4.1.
Остановки испытаний для проведения восстановительных ре-
монтов конструкции самолета вызваны тем, что в случае дости-
жения усталостными повреждениями критических размеров при
наработке меньшей чем 2 3 проектных ресурса возникает необ-
ходимость внести изменения в конструкцию для продолжения ус-
талостных испытаний до требуемой наработки, а также для под-
тверждения достаточной долговечности проведенной доработки.
Анализ показывает, что до 60% календарного времени использу-
ется для проведения восстановительных ремонтов конструкции.
Ориентировочно половина календарного времени, затрачиваемого
4.1. Усталостные испытания конструкции планера 121
на ремонт, составляет его подготовка, которая включает анализ
причин повреждения, разработку технической документации и из-
готовление деталей.
Таблица 4.1
5» Система to, ч 1.с, ч /, . i
1 Стенд в целом 14,39 4,18 0,77
2 Механическая система 61,17 3,16 0,95
3 Гидравлическая система 41,12 4,25 0,91
4 ЭВМ 287,9 4 0,99
5 Измерительная система 112,2 3,5 0,99
6 Система управления 148,3 1,58 0,99
7 Оператор 144,9 1,98 0,99
Очевидно, что существенно сократить длительность остановки
испытаний на ремонт возможно за счет продолжения испытаний
в период подготовки ремонта. Однако в этом случае необходимо
принять меры, чтобы не допустить развитие повреждения до раз-
мера, который превышает ремонтопригодный размер. Если об-
наруженное повреждение значительно меньше ремонтопригодного
размера, то появляется возможность продолжать испытания с не-
прерывным контролем за развитием повреждения. Период раз-
вития повреждения можно существенно увеличить, если в повре-
жденной зоне снизить уровень переменных напряжений. С этой
целью нашел широкое применение метод разгрузки поврежденной
зоны конструкции [99]. Суть метода заключается в том. что на
период подготовки ремонта нагрузки, действующие на испытыва-
емую конструкцию, модифицируют так, чтобы в зоне повреждения
напряжения снизились до уровня, при котором развитие поврежде-
ния замедляется. Испытания продолжают модифицированными
нагрузками весь период подготовки ремонта. После завершения
ремонта испытания продолжают исходными нагрузками. Нара-
ботку, полученную модифицированными нагрузками, приводят к
эквивалентной наработке при исходных нагрузках.
Практическое применение этого способа целесообразно при об-
наружении повреждений в консолях крыла, в элементах навески
двигателей, в элементах навески шасси, в хвостовой части фюзе-
ляжа, в киле, в стабилизаторе и т.д.
4.1.2. Останов усталостных трещин в конструкции самолета.
Одним из путей сокращения длительности восстановительного ре-
монта является останов развития усталостной трещины ремонто-
пригодного размера на период подготовки ремонта. Добиться этого
8 zak123
122 Гл. 4. Методы испытаний на усталость
можно или уменьшением интенсивности напряжений, или умень-
шением в вершине трещины амплитуды переменных напряжений,
или введением в вершине трещины сжимающих остаточных на-
пряжений.
Для уменьшения интенсивности напряжений на пути развития
усталостной трещины устанавливают полосу из листового матери-
ала [100]. В этом случае часть нагрузки с обшивки с трещиной пе-
редается на полосу и скорость распространения трещины умень-
шается. Уменьшение скорости тем больше, чем больше жесткость
полосы и жесткость се соединения с обшивкой. Однако следует по-
мнить, что увеличение жесткости без принятия специальных мер
может привести к быстрому зарождению усталостных трещин по
краям полосы. Другим способом уменьшения коэффициента ин-
тенсивности является установка в вершине трещины специальных
шайб [101]. Шайбы выполняют с насечками, которыми они при об-
жатии внедряются в обшивку и сдерживают раскрытие трещины.
Однако при больших толщинах обшивки такой способ не приво-
дит к заметному торможению развития трещины, по-видимому, в
силу того, что усилия обжатия недостаточно для предотвращения
раскрытия трещины при нагружении.
Временную остановку развития усталостной трещины неболь-
шого размера можно получить путем высверливания в вершине
трещины остановочного отверстия [100]. Диаметр остановочного
отверстия должен превышать диаметр пластической зоны в вер-
шине трещины. Более эффективным является способ останова
развития усталостной трещины путем создания остаточных сжи-
мающих напряжений по контуру остановочного отверстия с по-
мощью штифта с радиальным натягом [100]. Остаточные сжи-
мающие напряжения в вершине трещины также создают путем
обжатия обшивки в вершине трещины, в результате которого воз-
никают локальные пластические отпечатки [102].
Наиболее эффективным способом остановки развития устало-
стных трещин является разработанный способ, основанный на за-
креплении берегов трещины в раскрытом состоянии [103, 104].
Очевидно, закрепление берегов трещины в раскрытом состоянии
приводит к уменьшению амплитуды переменных напряжений в
вершине трещины, в результате чего развитие усталостной тре-
щины останавливается. Для закрепления берегов трещины в рас-
крытом состоянии конструкцию нагружают максимальной нагруз-
кой цикла ЗВЗ. В нагруженном состоянии на траектории трещины
как можно ближе к вершине трещины высверливают отверстие и
в него устанавливают штифт с натягом. До закрепления берегов
трещины в вершине трещины высверливают остановочное от-
верстие.
Важным параметром этого способа остановки является диа-
метр штифта, которым удерживают трещину в раскрытом состо-
4.1. Усталостные испытания конструкции планера
123
янии при циклическом нагружении. Величину диаметра этого
штифта определяют из следующего условия: напряжение смятия
на контуре отверстия <тсм не должно превышать допустимого зна-
чения [<т]<м:
(1)
„ . г 1 _ Рб
"см %: стсм — ^5
где Pfi усилие смятия, действующее на контур отверстия; d
диаметр штифта; 6 — толщина обшивки.
Усилие смятия, действующее на контур отверстия, определяют
из условия равенства коэффициента интенсивности Ко при на-
гружении максимальной нагрузкой цикла ЗВЗ коэффициенту ин-
тенсивности Кр при действии сосредоточенных усилий на берега
трещины для ее раскрытия:
Ко = КР. (2)
Для определения коэффициента интенсивности Ка применяют
модель трещины при нагружении равномерным одноосным полем,
а для Кр модель трещины при нагружении сосредоточенной
силой Pfi, расположенной на расстоянии 1—х от вершины трещины
105]. Тогда условие (2) принимает вид
/— Рб ll + x
ox/-nl = —=1/ -----,
8у/тН V 1-х
где <т максимальное напряжение цикла ЗВЗ; I — полудлина
трещины; х координата приложения сосредоточенного усилия
(координата центра отверстия).
Выражая из полученного соотношения Рб и подставляя его в
выражение (1), получаем соотношение, из которого определяем по-
гребную величину диаметра штифта, удерживающего раскрытие
трещины:
d о 1 — 1
- тг-р-.— \ ——.
I [*т]см V I + х
Метод остановки усталостных трещин закреплением ее бере-
гов в раскрытом состоянии широко применяли для остановки тре-
щин в конструкции крыла при усталостных испытаниях самолета
Ил-86. Для остановки усталостной трещины в ее вершине высвер-
ливали остановочное отверстие. Конструкцию крыла нагружали
максимальной нагрузкой цикла ЗВЗ и, поддерживая нагрузку по-
стоянной, на траектории трещины просверливали отверстие и
устанавливали штифт из стали ЗОХГСА диаметром 10 мм с га-
рантированным натягом 1,0 1.5%. Перечень зон конструкции с
указанием длин трещин I, длительностей остановки ДДТ, эквива-
лентных напряжений в зоне трещины <тэкв и максимальных на-
пряжений цикла ЗВЗ <7Шах приведены в табл. 4.2.
8*
124 Гл. 4. Методы испытаний на усталость
Таблица 4.2
№ Наименование зоны конструкции /. мм пол. циклов МПа 0 тал, МПа
1 Нижний пояс лонжерона 20 3121 106 71,5
2 Нижняя лазовая панель 180 1312 125 80
3 Нижняя панель в зоне заднего лонжерона ПО 164 663 1524 155 145 108 105
4 Нижняя панель центроплана у борта 75 70 2421 4076 130 130 £2
5 Верхняя панель у отверстия для клапана 142 2271 109 48.3
перекачки 126 97 2271 2271 109 122 48,3 69.3
б Верхняя папель у отверстия для датчика 230 1009 130 76.3
топливлмера 35 63 2271 2271 123 100 70,7 44,8
Трещины останавливались на период подготовки восстанови-
тельного ремонта. За этот период, как правило, трещины от оста-
новочного отверстии не образовывались.
4.2. Испытания натурной конструкции на живучесть
Сертификационные испытания на живучесть конструкции пла-
нера проводят с целью экспериментального подтверждения:
закономерностей развития усталостных трещин в критиче-
ских по условиям усталости зонах конструкции;
остаточной долговечности при наличии трещин;
периодичности контроля конструкции для обнаружения по-
вреждений;
критических размеров повреждений:
остаточной прочности конструкции планера с регламенти-
рованными повреждениями.
Испытания на живучесть проводят в два этапа [105]. На пер-
вом, совмещаемом с испытаниями на усталость, исследуют зако-
номерности развития естественных усталостных трещин, отра-
батывают регламент дефектоскопического контроля. На втором
этапе исследуют развитие усталостных трещин от искусственных
надрезов и проверяют остаточную прочность конструкции с регла-
ментированными повреждениями. После окончания испытаний на
остаточную прочность проводят разборку и контроль недоступных
зон конструкции для выявления и анализа скрытых усталостных
трещин.
Наработка на первом этапе испытаний должна быть достаточ-
ной для решения вопроса о вероятности образования критических
4.2. Испытания натурной конструкции на живучесть
125
^обнаруживаемых многоочаговых трещин в планере за время от-
работки в эксплуатации проектного ресурса. Для подтверждения
практической невозможности образования многоочаговых трещин
в эксплуатации в течение проектного ресурса объем наработки пла-
нера при испытаниях на усталость должен превышать проектный
ресурс как минимум в 2 3 раза.
Для получения кривых роста усталостных трещин в зонах
конструкции, недоступных для измерений неразрушающими ме-
тодами, используют фрактографии). Методы фрактографии позво-
ляю) связать местоположение очагов разрушения с металлургиче-
скими, технологическими и конструктивными неоднородностями,
с повреждениями различной природы, идентифицировать меха-
низмы разрушения, выделить влияющие на них факторы, оценить
реальную нагруженность и скорость роста усталостных трещин в
деталях из разнообразных металлических материалов. Повыше-
ние точности и сокращение времени фрактографического анализа
достигается путем введения в программу нагружения конструкции
кодированной последовательности маркерных нагрузок.
Если в конструкции проявляется многоочаговый характер ус-
талостных трещин, то проверку остаточной прочности проводят и
для такого случая повреждений. По признаку возможного взаим-
ного расположения многоочаговых повреждений силовые элементы
конструкции разделяют на следующие категории: отдельные эле-
менты (панель, стыковочный профиль), в каждом из которых
содержится несколько трещин; группа поврежденных силовых эле-
ментов, расположенных в одном сечении конструкции; группа си-
ловых элементов с усталостными трещинами в различных сече-
ниях конструкции, оказывающих взаимное влияние на развитие
трещин и остаточную прочность конструкции. Во всех случаях
многоочаговых повреждений остаточную прочность конструкции
определяет одна критическая трещина, с которой начинается раз-
рушение. Другие трещины могут либо влиять на развитие крити-
ческой трещины, либо влиять на остаточную прочность конструк-
ции без влияния на развитие критической трещины, либо совсем
не оказывать влияния на развитие критической трещины и па
остаточную прочность конструкции.
При экспериментальной проверке остаточной прочности кон-
струкции предусматривается также и проверка прочности продоль-
ного стыка панелей. Прочность крепежных элементов этого стыка
панелей проверяют посредством нагружения статической нагруз-
кой конструкции с полностью разрушенной панелью.
Практически невозможно экспериментально проверить оста-
точную прочность всех тех зон конструкции, в которых могут воз-
никнуть усталостные трещины в эксплуатации. Поэтому все воз-
можные разрушения разбивают на группы (трещины в панелях,
лонжеронах, стыках, вырезах и т. д.), и остаточную прочность ка-
126
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
ждой группы проверянгг в наиболее напряженных зонах планера.
В качестве примера на рис. 4.1 показана схема искусственных по-
вреждений конструкции крыла самолета Як-42.
Важную информацию при определении характеристик остаточ-
ной прочности лает наблюдение за последовательностью разруше-
ния силовых элементов конструкции в процессе статического на-
гружения. С целью получения такой информации при испытаниях
Рис. 4.1. Схема повреждений крыла самолета Ян-42:
I поперечная трещина в нижней панели пид разрушенным стрингером; 2 попереч-
ная трещина в нижней пазовой панели; 3 — поперечная трещина в нижней панели под
разрушенным стрингером у заднего лонжерона; 4 разрушение стенки и нижнего пояса
лонжерона; 5 — поперечная трещина в нижней .газовой панели пт кромки люка-лаза до
кран панели: 6 поперечная трещина в нижней панели под разрушенным поясом заднего
лонжерона: 7 поперечная трещина в нижней панели центроплана под разрушенным
стрингером у заднего лонжерона; 8 поперечная трещина в нижней панели центроплана
под разрушенным поясом стенки
поврежденной конструкции применяют тензодатчики и датчики
трещин в тех сечениях конструкции, где находятся усталостные
трещины. Непрерывная запись показаний этих датчиков в про-
цессе нагружения дает возможность установить закономерность
перераспределения усилий и последовательность разрушения эле-
ментов.
В связи с риском разрушения планера при испытаниях на оста-
точную прочность, особенно с возможным взрывным разрушением
гермофюзеляжа при его наддуве, безопасность проведения испыта-
ний обеспечивают расчетным прогнозом и специальными мерами,
предотвращающими полное разрушение конструкции путем кон-
троля устойчивого докритического подрастания трещин [106].
4.2.1. Испытания конструкции на остаточную прочность с пре-
дотвращением ее полного разрушения. С целью предотвращения
полного разрушения конструкции в процессе испытаний нагруже-
4.2. Испытания натурной конструкции на липучесть
127
ние осуществляют поэтапно с контролем развития трещины на
стадии ее стабильного развития. При подходе к фазе нестабиль-
ного развития трещины испытания приостанавливают и в этой
зоне выполняют восстановительный ремонт. После ремонта испы-
тания продолжают. Таким образом, поочередно определяют оста-
точную прочность всех потенциально опасных зон конструкции.
Допустимую величину подрастания трещины определяют исходя
из закономерностей се докритического роста.
Процедура проведения испытаний схематично показана на
рис. 4.2. Нагружение конструкции выполняют ступенями. При до-
стижении нагрузки, при которой трещина страгивается, нагрузку

Критическая нагрузка
Кривая развития
трещины
3
трешины
подрастания
трещины
е-
i
I
1 (ачальный размер
i решены
Шаг подрастания
трещины
Длина трещины
1’ис. 4.2. Схема ступенчатого нагружения конструкции при испытании на оста-
точную прочность
продолжают увеличивать до подрастания трещины на один шаг
I Змм). После подрастания трещины на один шаг нагрузку сни-
жают на as 30% от достигнутой величины нагрузки. Величину
’’нижения нагрузки выбирали из условия остановки роста тре-
щины. Проводят контроль развития трещины и измеряют ее
подрастание. Далее продолжают нагружение конструкции. Поша-
говое нагружение конструкции повторяют многократно. В связи
' опасностью полного разрушения конструкции нагружение пре-
кращают, не доходя до критического размера трещины. Решение
вопроса о прекращении нагружения осуществляют на основании
анализа зависимости «нагрузка длина трещины». При подходе
грещины к критическому размеру на графике можно наблюдать.
128
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
что при небольшом приращении нагрузки возникает непропор-
ционально увеличенное приращение длины трещины. Увели-
ченное подрастание трещины служит признаком предкритичес-
кого состояния конструкции, при котором останавливают нагру-
жение.
Блок-схема управления нагружением и измерениями при ис-
пытании на остаточную прочность приведена на рис. 4.3. Кон-
троль подрастания трещины проводят с помощью фольговых дат-
чиков трещин, которые наклеивают на поверхность конструкции
Рис. 4.3. Блок-схемн управления нагружением и измерениями при испытаниях
на остаточную прочность:
ИИС информационно-измерительная система; САУ система автоматического упра-
вления многоканальным нагружением; МНС — маслонасосная станция
в вершине трещины по предполагаемой траектории ее продвиже-
ния. Датчики трещин подключают к сигнализатору трещин, ко-
торый в случае появления сигнала о срабатывании датчика тре-
щины фиксирует его в памяти сигнализатора и вырабатывает сиг-
нал, который передается в систему управления нагружением и
информационно-измерительную систему. По этому сигналу си-
стема управления нагружением снижает величину нагрузки до за-
данной величины, а информационно-измерительная система ре-
гистрирует величины усилий по каналам нагружения и показания
тензодатчиков, смонтированных в зоне трещины. В процессе
нагружения непрерывно ведется запись сигналов акустической
эмиссии из зоны повреждения. Эти сигналы позволяют опреде-
лять момент страгиванип трещины. По интенсивности сигна-
лов акустической эмиссии также судят о предкритическом размере
трещины.
1.2. Испытания натурной конструкции на живучесть 129
4.2.2. Останов лавинного распространения трещины путем ло-
кального нагревания. Проведение лабораторных испытаний на
остаточную прочность конструкций герметических фюзеляжей
при воспроизведении избыточного давления связано с опасностью
их взрывного разрушения. Предотвратить взрывное разрушение
возможно путем остановки быстрого неустойчивого распростране-
ния трещины. Остановить трещину можно одним из двух извест-
ных способов:
а) установкой на конструкции подкрепляющего элемента,
уменьшающего динамическую движущую силу распространения
трещины;
б) вставкой на пути движения трещины вязкого элемента с
сопротивлением разрушению, превышающим динамическую дви-
жущую силу распространения трещины.
Практическая реализация как вставки вязкого элемента из низ-
копрпчного материала, так и установки подкрепляющего элемента
на испытываемую тонкостенную конструкцию связана с больши-
ми техническими трудностями. Установка подкрепляющих или
вязких вставок приводит к искажению напряженного состояния
в зоне исходного повреждения и, следовательно, к искажению ре-
зультатов испытаний на остаточную прочность. Кроме того, для
эффективного торможения необходимо обеспечить включение в ра-
боту подкрепляющего или вязкого элемента, что не всегда удается
на тонкостенной конструкции. Эти трудности привели к необхо-
димости поиска новых путей торможения быстрых нестабильно
развивающихся трещин в конструкциях герметических фюзеля-
жей для условий лабораторных испытаний на остаточную проч-
ность. В случае быстрого неустойчивого распространения тре-
щины ее остановка возможна только тогда, когда динамический
коэффициент интенсивности напряжений меньше трещиностой-
кости. Это означает, что трещина может остановиться тогда, ко-
гда ее вершина попадает в зону пониженного уровня напряже-
ний. Требуемое снижение уровня напряжений в испытываемой
конструкции фюзеляжа достигают путем локального нагревания
обшивки (рис. 4.4) [107 109]. Возникающие при этом сжимающие
температурные напряжения понижали действующие растягиваю-
щие напряжения от избыточного давления и внешних нагрузок.
Изменяя размер зоны локального нагрева и температуру, можно
получить требуемый уровень сжимающих температурных напря-
жений. Предельной в зоне локального нагрева являлась темпера-
тура, при которой существенно снижаются механические харак-
теристики материала. Как правило, такое снижение наблюдалось
при температурах, составляющих 0,3 0,4 температуры плавления
материала. Размер зоны нагрева и минимальное расстояние от
вершины трещины определяются требованием, чтобы локальный
нагрев не оказывал влияния на распространение трещины до ее
130
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
перехода на стадию лавинообразного развития, а также требова-
нием, чтобы трещина не обогнула зону пониженных напряжений.
Таким образом, выбор места расположения зоны нагрева относи-
тельно трещины и ее размер основывается на анализе темпера-
турного поля и температурных напряжений.
Эффективность предложенного метода остановки трещины на
стадии нестабильного развития проверялась при испытании на
Рис. 4.4. Схема останова лавинообразно развивающейся трещины в обшивке
гермофюзеляжа при испытании на остаточную прочность
остаточную прочность натурной конструкции гермофюзеляжа са-
молета Ту-144 [107]. На конструкции в регулярной зоне в про-
дольном направлении между шпангоутами разрезалась обшивка
па длину 400 мм и разрезались шпангоуты. На расстоянии 700 мм
от края разреза в направлении предполагаемого развития тре-
щины устанавливали блок кварцевых нагревателей общей мощ-
ностью 4 кВт, габаритами 400 х 400 мм. В зонах разреза и нагре-
вателя конструкция препарировалась термопарами и тензодатчи-
ками. Результаты измерений показали, что при нагреве до 413 К
на установившемся режиме температура на расстоянии 375 мм от
края разреза не превышала 303 К, а в зоне нагрева в кольцевом
направлении возникали сжимающие температурные напряжения
96 МПа. Кольцевые напряжения от наддува при избыточном да-
влении 72 кПа составляли 60 МПа. При наддуве гермофюзеляжа
до давления 42 кПа трещина лавинообразно развилась в сторону
нагретой зоны и остановилась в ее середине, достигнув длины
1060 мм. Результаты испытаний позволили заключить, что оста-
новке трещины способствовали сжимающие температурные на-
пряжения, которые уменьшили движущую силу трещины до ве-
личины, достаточной для ее остановки.
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилий 131
Таким образом, предложенный метод может использоваться
при испытании на остаточную прочность избыточным давлением
гермофюзеляжей для предотвращения непредвиденного взрывного
разрушения конструкции. Этот метод также позволяет определить
длину трещины, при которой происходит переход от ее стабиль-
ного развития к нестабильному, лавинообразному.
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилий
для воспроизведения полетного цикла нагружения
При проведении испытаний на усталость и живучесть натурной
конструкции самолета возникает необходимость перейти от рас-
пределенных аэродинамических и инерционных нагрузок, дей-
ствующих в эксплуатации, к системе сосредоточенных сил (кана-
лов нагружения), прикладываемых к конструкции в лабораторных
условиях. Система сосредоточенных усилий должна обеспечивать
на всех сегментах полетного цикла воспроизведение заданного на-
груженного состояния для крыла с его механизацией, фюзеляжа,
вертикального и горизонтального оперений, а также заданных
усилий для шасси, двигателя, закрылков и предкрылков при бе-
зусловном выполнении условий равновесия самолета на наземных
и полетных режимах и выполнении ограничений на величину со-
средоточенной силы. В работе; [ПО] задача решена для ограничен-
ного числа неизвестных усилий по каналам. Это ограничение не
позволяют рассматривать нагружение* самолета в целом виде.
Для решения задачи формирования системы сосредоточенных
усилий, обеспечивающих одновременное нагружение всех агрега-
тов самолета, величины сосредоточенных усилий по каналам на
каждом сегменте определяют из условия минимального среднеква-
дратичного отклонения обобщенной нагрузки для условий испыта-
ний Р» от обобщенной нагрузки для условий эксплуатации Р, [95].
Для выполнения этого условия усилия по каналам определяют
из условия достижения минимального значения функционалом Ф:
Ф = (Ръ-Ръ)2, (1)
где Р обобщенная нагрузка, в качестве которой принимают:
а) сосредоточенное усилие F;
б) силовые факторы Qy, Qt, Мх, Му, Мг либо их комбинацию:
в) нормальные напряжения о либо касательные напряжения т;
г) приведенные напряжения ст*.
Минимум функционала определяют при условии выполнения
уравнений равновесия системы искомых сосредоточенных усилий,
которые действуют на самолет:
£ X = 0, £2 шот X = О,
£У=0, £тотУ = 0, (2)
J} Z = О, шот Z = О,
132
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
а также при выполнении ограничений на величины сосредоточен-
ных усилий:
Fi < [F], 1 < i < n, (3)
где п число каналов.
Таким образом, решение задачи заключается в составлении
расчетной модели и определении неизвестных усилий в каналах
системы нагружения из условий достижения минимума функцио-
налом (1) при безусловном выполнении уравнений равновесия (2)
с учетом ограничений (3). Поиск минимума функционала осуще-
ствляют при помощи алгоритма многопараметрической оптими-
зации.
При составлении расчетной модели принимают следующие до-
пущения.
1. Так как система сосредоточенных усилий должна быть урав-
новешена в пространстве, модель задают в трехмерной декартовой
системе координат.
2. При нагружении конструкции координаты приложения и на-
правления действия усилий остаются неизменными.
3. Оси жесткости агрегатов планера задают в виде ломаных
линий.
Указанные допущения позволяют представить модель планера
и системы нагружения в виде совокупности конечного числа век-
торов сил, действующих на конструкцию. В качестве исходных
данных необходимо задать:
геометрические характеристики планера и системы нагру-
жения в предварительно выбранной основной системе координат
(координаты точек приложения векторов всех сил. включая мас-
совые силы конструкции планера и системы нагружения, предста-
вленные в виде сосредоточенных усилий, направления векторов,
передаточный коэффициент рычажной системы от канала системы
нагружения к данной точке и т.д.);
характеристики местных систем координат в основной си-
стеме (координаты начала системы, направления осей), каждая
из которых описывает участок оси жесткости одного агрегата или
его части (например, носовая часть фюзеляжа, хвостовая часть
фюзеляжа, правая и левая консоли крыла);
распределение силовых факторов для расчетных сечений в
соответствующей системе координат.
Процедура определения системы сосредоточенных усилий
включает несколько этапов:
разработка схемы каналов нагружения;
разработка геометрической модели:
разработка модели каналов нагружения;
разработка массовой модели:
разработка нагрузочной модели:
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилий 133
вычисление силовых факторов в контрольных сечениях
крыла, фюзеляжа, стабилизатора и киля;
поиск оптимальных значений сосредоточенных усилий на
каждом сегменте полетного цикла;
вычисление эквивалентов как отношение усталостных по-
вреждений сформированного и заданного полетных циклов.
Рассмотрим более детально перечисленные этапы на примере
формирования системы сосредоточенных усилий полетного цикла
самолета Ту-334.
4.3.1. Схема каналов нагружения. При разработке схемы ка-
налов нагружения обычно решают компромиссную задачу, в кото-
рой. с одной стороны, необходимо минимизировать число каналов
нагружения, с другой стороны, необходимо обеспечить воспроиз-
ведение распределений аэродинамических и инерционных нагру-
зок, действующих на крыло, фюзеляж, стабилизатор, механиза-
цию крыла, а также нагрузок, действующих на такие агрегаты,
как шасси и двигатель. При разработке схемы каналов, как прави-
ло. исходят из рассмотрения конструктивно силовой схемы само-
лета, конструкции макетных агрегатов и программы нагружения.
На рис. 4.5 приведена схема каналов нагружения самолета
Ту-334. Для воспроизведения заданных изгибающих и крутящих
Рис. 4.5. Схема каналов нагружения самолета Ту-334
моментов, а также перерезывающих сил в корневой части крыла
каналы размещали по переднему и заднему лонжеронам. Усилие
каждого канала раздавали на четыре точки при помощи равнопле-
134
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
чих рычажных систем на верхнюю и нижнюю поверхность крыла
в точках пересечения лонжеронов с нервюрами. Нагружение осу-
ществлялось при помощи каналов двустороннего нагружения (ка-
налы / 10). На концевых сечениях крыла размещали каналы,
которые нагружали односторонним тянущим усилием (каналы 11
14). Каналы размещали сверху крыла по оси его жесткости. Уси-
лие каждого канала раздавали на восемь точек при помощи рав-
ноплечих рычажных систем на верхнюю и нижнюю поверхность
крыла в точках пересечения лонжеронов с нервюрами.
Для воспроизведения изгибающих моментов и перерезываю-
щих сил по фюзеляжу каналы нагружения размещали по обоим
бортам фюзеляжа (каналы 27-34)- Усилия каждого из каналов раз-
давали при помощи рычажных систем на четыре точки на уровне
крепления пола пассажирского салона. Каналы обеспечивали од-
ностороннее нагружение тянущими усилиями вниз. Для «обез-
вешивания» конструкции самолета предусмотрено 4 тянущих ка-
нала вверх, которые расположены над фюзеляжем вдоль его оси
(каналы 35 38).
Для нагружения двух основных опор шасси использовали 8
каналов двустороннего нагружения (каналы 15, 16 и 45 50). Для
воспроизведения усилий торможения каналы 15, 16 размещали на
уровне ободов колес параллельно оси самолета, а для воспроизве-
дения усилий на наземных режимах каналы размешали на уровне
осей колес (каналы 50) также параллельно оси самолета. Ка-
налы 45 48 размещали на уровне ободов колес для нагружения
в боковом направлении. Для нагружения передней опоры шасси
использовали три канала, из которых два двустороннего нагруже-
ния (каналы 52, 53) и один одностороннего тянущего нагружения
(канал 51). Каналы 52, 53 разместили вдоль каждой оси колес
для нагружения в боковом направлении, канал 51 разместили на
уровне буксировочного узла по направлению полета самолета. Вер-
тикальные нагрузки как на основные опоры, так и на переднюю
опору воспроизводились реактивно.
Нагружение внутренних и внешних закрылков осуществляли
каналами одностороннего нагружения тянущими усилиями (ка-
налы 23 26), которые разместили в центрах давлений по нормали
к поверхностям закрылков в отклоненном состоянии.
Нагружение подвесок двигателей осуществляли каналами дву-
стороннего нагружения (каналы 39, 40). Каналы размещали в
центрах масс двигателей для нагружения в вертикальном напра-
влении.
Нагружение стабилизатора осуществляли двумя каналами од-
ностороннего нагружения тянущими усилиями (каналы 40, 44)>
один из которых нагружал вниз, а другой вверх.
Для предотвращения перемещения самолета вдоль его оси пре-
дусмотрены 4 реактивных канала (каналы 59 62). Каналы разме-
4,3. Формирование системы сосредоточенных усилии 135
щены вдоль осей нервюр на левой и правой консолях крыла на
верхней поверхности.
Для предотвращения перемещения самолета по рысканию пре-
дусмотрены 4 реактивных канала (каналы 55 58), расположенные
в боковом направлении в сечении по шпангоуту фюзеляжа и при-
ложенные к верхней и нижней точкам сечения.
4.3.2. Геометрическая модель. «Геометрическая модель» это
геометрические характеристики основной и местных прямоуголь-
ных систем координат, а также характеристики областей, на ко-
торые распространяется каждая из местных систем координат.
Геометрическая модель самолета Ту-334 приведена на рис. 4.6.
В качестве основной системы координат выбрана правая прямо-
угольная система координат, у которой ось X направлена вперед
Рис. 4.6. Геометрическая модель самолета Ту-334
по полету вдоль строительной горизонтали самолета, ось Y пер-
пендикулярно ей вверх, а ось Z — перпендикулярно плоскости Л'У
вправо. Начало координат разместили в точке пересечения строи-
тельной горизонтали с плоскостью шпангоута № 1. Для описания
нагруженности конструкции самолета применены четыре местных
прямоугольных системы координат. Ось г первой системы коор-
динат направили вдоль оси жесткости правой консоли крыла, а
начало координат разместили в точке пересечения оси жесткости
с Портовой нервюрой. Аналогично разместили вторую систему ко-
ординат на левой консоли крыла. Ось х третьей системы коор-
динат направили вдоль строительной горизонтали фюзеляжа от
шпангоута в сторону хвостовой части, а начало координат разме-
стили в точке пересечения строительной горизонтали с плоскостью
шпангоута. Ось х четвертой системы координат направили вдоль
136 Гл. 4. Методы испытании на усталость
строительной горизонтали самолета от шпангоута в сторону но-
совой части, а начало координат разместили в точке пересечения
строительной горизонтали с плоскостью шпангоута.
В основной системе XYZ для каждой местной системы xyz за-
давали начало координат «оь Уол Zfo и направляющие косинусы
cos XiX, cosXjY, cos xtZ, cosyiX, cos ytY, cos yiZ, cos z*X, cos z, Y,
cos ztZ. Кроме того, для каждой местной системы задавали коор-
динаты области, ограничивающей ее распространение (А'НЧ), УНч»-
^НЧЙ Укн»> XKHj).
4.3.3. Модель каналов нагружения. «Модель каналов нагру-
жения» это характеристики каналов системы нагружения в
выбранной основной системе координат. На рис. 4.7 приведена
Рис. 4.7. Модель каналов нагружения самолета Ту-334
модель каналов нагружения самолета Ту-334. В основной систе-
ме координат задавали координаты точек приложения усилий
каждого активного и реактивного каналов системы нагружения
F,(A',. Yj, Zi) и их направляющие косинусы (cosFjX, cos F,Y,
cos FtZ). Сосредоточенные активные и реактивные усилия F, рас-
пределялись по точкам их приложения к конструкции F,,. Распре-
деление осуществляли при помощи матрицы перехода [<*]», кото-
рая учитывала передачу усилия на конструкцию рычажной си-
стемой или подвеской агрегата самолета. Для составляющих F(J
в основной системе задавали направляющие косинусы (cosF,jX,
cosF^Y, cosFjjZ).
Для учета передачи усилий на конструкцию системой подвески
агрегатов (шасси, закрылков, предкрылков, двигателя) усилия
также приводили при помощи соответствующих матриц перехода
[а],. Для этих составляющих F,, в основной системе задавали
направляющие косинусы (cosFyX, cosF^Y, cosF^Z).
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилии 137
4.3.4. Массовая модель самолета. «Массовая модель» харак-
теризует распределение масс конструкции самолета и нагружаю-
щих устройств. На рис. 4.8 показана массовая модель самолета
Ту-334. Действие массы учитывалось вектором веса. Веса кон-
струкции крыла и фюзеляжа задавали в виде весов отсеков GKI,
Рис. 4.8. Массовая модель самолета Ту-334
сосредоточенных на оси жесткости для крыла и на строительной
горизонтали для фюзеляжа с координатами и направляющими ко-
синусами в основной системе координат (Хм, Ую< cosGK1X,
совСк^У, cosGK,Z). Также задавали веса агрегатов Ga» как со-
средоточенные усилия в центрах тяжести масс с координатами
А’.„, Уда, Za, и направляющими косинусами cosG^X, сояСдаУ,
cosGaiZ.
Веса нагружающих устройств (ложементы, рычажные системы
И Т.д.) Gcj задавали в виде усилий, сосредоточенных в центре
масс с координатами Xct, УС|, ZCI и направляющими косинусами
cosGeiX, cosGe^y, cosGclZ.
Веса агрегатов и нагружающих устройств передавали на кон-
струкцию планера при помощи матриц перехода [<ф. Для точек
приложения весов задавали координаты Ху, Уу, Zy и направля-
ющие КОСИНУСЫ УСИЛИЙ COS Gy X, COS Gy У, COS GijZ.
4.3.5. Нагрузочная модель. «Нагрузочная модель» это рас-
пределения нагрузок для всех агрегатов самолета, которые необ-
ходимо смоделировать в стендовых условиях.
На рис. 4.9 приведена нагрузочная модель самолета Ту-334.
Для консолей крыла задавались эпюры изгибающих Мх, крутя-
138
Гл. 4. Методы и< пытаний на усталость
тих моментов Мг и перерезывающих сил Qy вдоль оси жесткости
крыла. Для фюзеляжа задавались эпюры изгибающих моментов и
перерезывающих сил по хвостовой и носовой частям вдоль строи-
тельной горизонтали. Для основных и передней опор шассий на-
грузки задавались в виде сосредоточенных усилий, приложенных
Рис. 4.9. Нагрузочная модель самолета Ту-334
к макетных колесам. Для внутреннего и наружного закрылков, а
также стабилизатора, нагрузки задавались в виде распределений
изгибающих моментов и перерезывающих сил по их размаху. Для
макета двигателя нагрузки задавались в центре давления мотогон-
долы и в центре масс двигателя.
4.3.6. Определение силовых факторов в контрольных сече-
ниях. Для определения сосредоточенных усилий по каналам на
каждом сегменте из условия минимального среднеквадратичного
отклонения обобщенной нагрузки для условий испытаний Р„ от
обобщенной нагрузки для условий эксплуатации Рэ необходимо
было вычислить значение обобщенной нагрузки для условий ис-
пытаний. Для крыла в качестве обобщенной нагрузки Р3 при-
нимались заданные нагрузочной моделью распределения силовых
факторов вдоль оси жесткости. По значениям искомых усилий по
каналам и исходных данных, сформированных в геометрической,
нагрузочной и массовой моделях самолета, а также в модели кана-
лов, вычисляли силовые факторы в контрольных сечениях крыла
и фюзеляжа. Силовые факторы вычисляли для каждого сегмента
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилии 139
по значениям активных и реактивных сил. а также по значениям
сил веса. Силовые факторы для каждого из агрегатов вычислялись
в соответствующей местной системе координат.
Для этого вначале сосредоточенные активные и реактивные
усилия F, а также веса G приводились к точкам их приложения
к конструкции. Приведение осуществляли при помощи матриц
перехода [п], которые учитывали передачу усилий на конструк-
цию либо рычажной системой, либо системой подвески, например,
шасси, закрылков, предкрылков, двигателя. Для :-го сегмента в
точке m с координатами У,п. Zm величину усилия определяли
по формулам
ftm — FjOtm, ИЛИ Flm = .
Затем выделяли точки конструкции, которые принадлежат об-
ласти. описываемой рассматриваемой местной системой коорди-
нат, т. е. проверяли выполнение условий
Хт^Хич, Хт^Хкн, Ym^Ym,
Ym ^ки> Zm ^нч, Zm ZKH.
Далее координаты выделенных точек Ym, Z,n пересчиты-
вали в координаты хт, ут, zm местной системы координат по
формулам одновременного переноса и поворота осей координат в
пространстве. Для этого вводили следующие обозначения:
СО8Ж/Х = <Ц, COS Я/У = <21, COSr(Z = /.3b
COS У1X = Й2, COSyiY = tn, C.OS yiZ = <32,
СО8Д(Х = <13, СО8 2/У = <23, CO8Z/Z = <33.
Координаты в местной системе определяли по формулам
-Г-т = <11(Хт ~ Хо) + <21(Кл — Уа) + <31(^т ~ Хо),
Ут = <12(Хт - А'о) + <22 (^ni ~ Yo) -Г <зг(-^т — Хо),
zm = tVi(Xm — Ao) + <2з(Кп — П) + <Зз(Хт - Zo).
После определения всех компонент усилий Fim и координат их
приложения в местной системе появилась возможность определе-
ния силовых факторов в контрольных сечениях рассматриваемого
агрегата. Для этого достаточно было задать координату контроль-
ного сечения по оси, к которой оно перпендикулярно в местной
системе координат.
Например, для консоли крыла это ось жесткости. Следо-
вательно, для заданного сечения крыла с координатой zs по оси
жесткости силовые факторы можно вычислить по следующим за-
140
Гл. 4. Методы испытании на усталость
висимостям:
ЛГ= 52 [FmCOs(FmX)ii3+Fmcoe(FTOy)t23+FTOcoe(FmZ)Z33],
&тл ^2*
Qy= 52 [Fm^os(FmX)t}2 + FmCOS(FmY)t22 + FmC(ys(FmZ)t.32]f
Qx = 52 [I,,rni-os(FmX)tn+Fmcos(F,nY)ti2FF,ncos(Fr„Z)t\3],
2m
Mx = 52 008 (FmX)t-2i + Fmcos (Fmy)t22+
+Fm cos (FmZ)t23](zm - z,) + 52 008 (FmX)t3{ +
+ F,n cos (FmY)t32 + Fm cos (FTOZ)t33]ym,
My = Z2 lF"> COS 1 + Fm COS (^тУ)^12 +
+Fm cos (FmZ)ti3](z,n - z,) + 52 IF’" cos (Fm-V)*31 +
Zm
+ Fm cos (F,nY)t32 + Fm cos (РтИ)<зз]жто.
M, = [F,„ cos (F,nX)tH + Fm cos (Fmy)ti2+
+Fm cos (FmZ)/.13]|/m + 52 [^’mCos(FmX)t2i +
zm
+ Fm cos (FmY)t22 + Fm cos (FplZ)t23]xm,
4.3.7. Поиск оптимальных значений усилий по каналам. По-
сле определения обобщенной нагрузки для условий испытаний Р„
и используя заданные значения обобщенной нагрузки для условий
эксплуатации Р3 можно записать функционал Ф. который позво-
ляет определить оптимальные значения усилий по каналам си-
стемы нагружения:
Ф = (Ри - Рэ)2.
Учитывая, что напряженное состояние для большинства эле-
ментов планера самолета определяется линейной комбинацией си-
ловых факторов и/или сосредоточенных усилий, действующих на
конструкцию, то в качестве обобщающей нагрузки можно принять
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилий 141
соотношение
р = + nMv^y + QMtMg + a^N +
+ nQ: Qz + aQtQy +
t
где о заданные коэффициенты влиянии; Мх, Му. Mz, N, Qt,
Q силовые факторы; F, сосредоточенное усилие.
Минимум функционала определяли при условии выполнения
сравнений равновесия системы сосредоточенных усилий действу-
ющих на самолет:
52 X = 0, 52 пюп‘ X = О,
52 У = 0, 52 mom Y = О,
52 Z = 0, 52 mom Z = О,
а также при выполнении ограничений на величины сосредоточен-
ных усилий по каналам:
Fi < [F], 1 < i < п,
где п число каналов.
Для определения величин усилий по каналам, которые обес-
печивают минимальное значение среднеквадричного отклонения
обобщенного усилия для условий испытаний от заданного обоб-
щенного усилия в условиях эксплуатации, необходимо было опре-
делить минимальное значение функционала Ф. Поиск минималь-
ного значения функционала Ф осуществляли при помощи метода
многомерной нелинейной оптимизации, позволяющего решать
безусловную задачу с ограничениями, в которой целевой функцией
является сумма квадратов [112]. Таким образом, в результате вы-
числения усилий по каналам для каждого сегмента блока полетных
циклов можно сформировать полетные циклы для стендовых ис-
пытаний, которые адекватно отражают нагруженность самолета в
эксплуатации. Оценку адекватности нагруженности в стендовых
условиях по отношению к условиям эксплуатации возможно про-
вести на основе вычисления «эквивалента» как отношения уста-
лостной повреждаемости сформированного полетного цикла к уста-
лостной повреждаемости типового полета.
4.3.8. Эквиваленты сформированного полетного цикла. Для
определения эквивалента сформированного полетного цикла вычи-
сляли его усталостное повреждение в контрольных сечениях или
точках конструкции. Усталостные повреждения, вносимые в кон-
струкцию каждым полетом, рассчитывали по вычисленным сило-
вым факторам. Для определения усталостного повреждения стро-
или циклограмму обобщенной нагрузки, выделяли полуциклы по
142
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
методу дождевого потока, припилили их к пульсирующим полупи-
клам и по кривой усталости определяли усталостные повреждения
каждого полуцикла. Суммируя полученные повреждения, опреде-
ляли усталостные повреждение полетного цикла.
Для построения циклограмм обобщающей нагрузки вычисля-
ли ее значение для каждого сегмента полетного цикла по следую-
щим линейным зависимостям:
Р = а Мт Мх 4- од/,, Му 4- ад/. Mz + nyN +
+ (*QtQz + (tQyQy + 52 a'Fi-
i
Из каждой циклограммы обобщающей нагрузки удаляли не-
экстремальные значения. Экстремумы выделяли по алгоритму:
Pi — экстремум, если
Pi — Pj-i > 0 и Р,+ 1 — Рг < 0, или
Pi-Pi-iCO и Р,+1-Л>0.
Если первое значение и последнее неэкстремальные значения,
то их исключали из рассмотрения.
Полученную циклограмму схематизировали по методу «дожде-
вого потока» или методу «полных циклов», которые принято счи-
тать наиболее универсальными (ГОСТ 25.101-83).
В результате обработки получали полуциклы или полные ци-
клы нагружения, которые характеризовались максимальным Ртах
и минимальным значениями Ртш-
Каждый выделенный цикл приводили к эквивалентным пуль-
сирующим циклам по эмпирическим зависимостям
г> // п п Ггэ -- Ртах 4" Рmin г»
Pfl — V (•*max ~ Рmin И max, если --------- 0,
Pq = 0, если Ртах С 0.
Рmax > 0,
Для вычисления усталостного повреждения задавали кривую
усталости в виде степенной зависимости
N Pom’
где Д. гп параметр!,I кривой усталости.
4.4. Устройства одновременного Щ1клинеского нагружения 143
Тогда усталостное повреждение г-го цикла определяется как ве-
личина обратная долговечности:
Ni А ‘
Используя линейную гипотезу суммирования усталостных по-
вреждений вычисляли суммарное повреждение полетного цикла
как сумму повреждений всех циклов:
& =
Далее выделяли цикл с максимальным повреждением £тах
(цикл ЗВЗ) и определяли число циклов, эквивалентных по повре-
ждению циклу ЗВЗ:
<£
ИЭКВ — >.
Стах
Вычисление пэкв выполняли как для сформированной цикло-
граммы обобщенной нагрузки пэквн, так и для заданной цикло-
граммы пэквэ, отражающей нагружение в типовом полете. В ре-
зультате эквивалент сформированного полетного цикла по отноше-
нию к заданному полетному циклу определяли отношением
экв и
^Еэквэ
4.4. Устройства одновременного циклического
нагружения агрегатов в системе планера
В процессе проведения усталостных испытаний необходимо
обеспечить одновременное циклическое нагружение всех основных
агрегатов планера, а именно: крыла и его механизации, фюзеляжа,
горизонтального и вертикального оперения, основных и переднего
опор шасси и т.д. Нагружение осуществляют сосредоточенными
усилиями, которые создакггся электрогидравлическими силовыми
приводами. Это обусловливает необходимость разработки таких
устройств передачи сосредоточенных усилий на конструкцию, ко-
торые обеспечивают воспроизведение в ней напряженно-деформи-
рованного состояния, адекватно отражающего эксплуатационное
состояние. Анализ систем нагружения агрегатов самолета, кото-
рые нашли широкое применение в практике испытаний на уста-
лость и живучесть натурных конструкций, позволяет сформули-
ровать общие принципы и подходы к построению рациональных
устройств нагружения. Рассмотрены системы нагружения, разра-
ботанные специалистами ЦАГИ А.Г. Борозной, С.II. Лукьяненко,
В М. Сином и А.С. Синициным.
144 Гл. 4. Методы испытаний на усталость
4.4.1. Способы воспроизведения поверхностных распределен-
ных нагрузок. Действию распределенных аэродинамических и
инерционных нагрузок подвергаются все агрегаты планера, кото-
рые обтекаются потоком воздуха. К ним можно отнести крыло,
фюзеляж, оперение, мотогондолы, закрылки, предкрылки, створки
и поверхности управления. Распределенные поверхностные на-
грузки, действующие на них, как правило, приводят к погонной
аэродинамической нагрузке, которая задается в виде эпюр по раз-
маху и хорде. Существующие способы воспроизведения распре-
деленных аэродинамических и инерционных нагрузок при испы-
таниях на усталость также, как и при статических испытаниях,
основаны на замене распределенных нагрузок системой элемен-
тарных сосредоточенных сил, которые передаются на поверхность
крыла при помощи парусиновых лямок, узлов или ложементов
[112 114].
Нагружение с помощью парусиновых лямок.
Распределенные нагрузки, прикладываемые к поверхности крыла
и его механизации, фюзеляжа, горизонтального и вертикального
оперений и т.д., могут передаваться с помощью парусиновых ля-
мок, которые приклеиваются на соответствующие поверхности.
Наиболее распространенные размеры лямок в плане 110 x90 мм,
160 х 90 мм, 210х 90 мм, 160х 116 мм, 320 х 320 мм. Выбор размера
лямок зависит от особенностей испытываемой конструкции: тол-
щины обшивки, шага между нервюрами и стрингерами, кривизны
поверхности и т.д. На плоских и цилиндрических поверхностях
(кессон крыла, обшивка фюзеляжа и др.) наиболее часто накле-
ивают лямки размером 210 x90 мм, в то время как на хвостовых
и носовых частях крыла, которые при нагружении подвергаются
короблению, наклеивают лямки размером 110 x90 мм.
Усилия, передаваемые системой лямок на конструкцию, опре-
деляют на основании эпюр погонных нагрузок по размаху и хорде.
При определении величины усилий на лямки и их размещении на
поверхности следует стремиться к минимальным отклонениям от
заданных эпюр. Рассмотрим порядок расчета на примере загру-
женил крыла. Поверхность крыла разбивают на полосы, которые
ориентированы параллельно оси самолета. Ширину полосы вы-
бирают постоянной, кратной длине подошвы лямки. Определяют
нагрузку на каждую полосу. Для этого эпюра погонной нагрузки
по размаху разбивается на такое же количество участков, что и
крыло, и вычисляются усилия, приходящиеся на каждую полосу
(рис. 4.10). Усилие на полосу £) шириной Д£ определяют так:
F( = qyi х Д£ х £,
где ордината эпюры погонной нагрузки в середине участка
Д£; £ размах крыла.
1.4. Устройства одновременного циклического нагружения 145
Рис. 4.10. Распределение аэродинамических нагрузок по размаху крыла
Погонную нагрузку, приходящую на полосу, распределяют по
хорде. Для этого эпюру по хорде разбивают на участки Д6
(рис. 1.11). Тогда усилие на лямку ftJ определяется соотношением
_ Fjhj^bj
Jii ~ ^h^bj'
где hj ордината эпюры погонной нагрузки в середине участ-
ка Д6.
Замена непрерывных эпюр воздушных нагрузок по размаху
и хорде ступенчатыми зависимостями вызывает погрешности в
нагружении крыла. Очевидно, что погрешность тем меньше, чем
больше число лямок при разбивке поверхности крыла. Далее опре-
деляют усилия от инерционных нагрузок, вызванных массой кон-
11 zak123
146 Гл. 4. Методы испытании на усталость________
струкции, топлива и оборудования при выполнении маневров или
при «болтанке». Вычисления проводят по тем же зависимостям,
что и для воздушных нагрузок, которые приведены выше. Алге-
браически суммируя усилия от аэродинамических и инерционных
нагрузок, получают усилия на лямки.
Расчет загружения оперения, створок, элементов механизации
крыла производится аналогично расчету крыла. При расчете за-
гружения элементов механизации крыла и капотов учитывают не-
обходимость обеспечения приложения нагрузки по нормали к по-
верхности.
Нагружение с помощью ложементов. В практике
испытаний на усталость для передачи усилий на конструкцию
крыла широко применяют нагрузочные устройства типа «ложемен-
тов» (рис. 4.12). Площадь опоры нагрузочного устройства опре-
деляется из выполнения условия непревышения максимальных
Рис. 4.12. Ложемент передачи нагружающего усилил на крыло
допустимых перерезывающих сил для стенок лонжеронов при вос-
произведении нагрузок полетного цикла. Опора ложемента должна
прилегать к поверхности крыла по всей своей площади, поэтому
должна быть изготовлена в соответствии с чертежами профилей
крыла, при этом должна быть предусмотрена прослойка между опо-
рой и поверхностью крыла из упругого материала типа резины.
Рычаги ложементов стягивают при помощи шпилек и специаль-
ных устройств разъема. Устройства разъема предназначены для
разъединения рычагов ложементов при необходимости проведения
дефектоскопического контроля под опорой. Ложементы размеща-
ются таким образом, чтобы они по возможности не включались в
1.4. Устройства одновременного циклического нагружения 147
деформирование крыла и обеспечивали свободный доступ к люкам-
лазам. что является необходимым условием для проведения де-
фектоскопического контроля кессона крыла изнутри без дополни-
тельных работ по демонтажу систем нагружения (рис. 4.13). Для
Рис. 4.13. Схема расстановки ложементов и рычажной системы для нагружении
крыла широкофюзеляжиого самолета
выполнения указанных условий ложементы должны размещаться
перпендикулярно оси жесткости крыла. Однако в зоне борта фю-
зеляжа, в зонах узлов крепления пилонов и рельсов закрылков
разместить ложементы перпендикулярно оси жесткости не пред-
ставляется возможным. Поэтому в зонах борта фюзеляжа и узлов
крепления пилонов и рельсов закрылков ложементы располагают
по полету. В этом случае возникают погрешности воспроизведе-
ния напряженно-деформированного состояния панелей крыла, вы-
званные совместным деформированием ложемента и конструкции
крыла.
Усилия, воспроизводимые гидравлическими силовозбудитсля-
ми, распределяются по ложементам при помощи рычажных си-
стем, состоящих желательно из равноплечих рычагов. Рычажные
11*
148
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
системы соединяют с ложементами по переднему и заднему лон-
жеронами. Такая схема нагружения крыла даст значительный
эффект, когда встает задача перераспределения силовых факторов
по размаху крыла вследствие уточнения распределения нагрузки
или в случае появления усталостных повреждений в элементах
конструкции крыла, закрылка, крепления двигателей.
Для опенки погрешностей при нагружении крыла ложемен-
тами рассмотрим деформированное состояние нижней панели
Рис. 4.14. Расчетная схема деформирования ложемента
крыла с установленным ложементом (рис. 4.14). Из рисунка видно,
что при удлинении панели на Д/пн ложемент удлинится на вели-
чину
Д(пн
-*^лж
sin а
Удлинение панели Д/11Н определяется следующим образом:
д . _ °ПН — Д^ПН .
4-^ПН — „ *ПН1
&ПН
где <тпн напряжение в панели на подходе к ложементу; Д<7ПН
разность между напряжением на подходе к ложементу и под ложе-
ментом, т.е. погрешность воспроизведения напряжения в панели;
Еп„ модуль упругости панели.
Если учесть, что /пн = w/tg а. тогда
с)
Епп tga
Если принять, что между поверхностью панели и ложементом
отсутствует' проскальзывание, тогда его удлинение складывается
из удлинения швеллера Д/Ш|> и перемещения за счет деформирова-
ния деревянной бобышки с резиновой прослойкой Д/f,. Удлинение
швеллера определим из соотношения
д I ЕШВ1ШВ
ши ~ '
I7yiunzliun
4.4. Устройства одновременного циклического нагружения 149
где F1IIB усилие, воспринимаемое ложементом: Ешв — модуль
упругости материала ложемента; .4ШВ площадь поперечного се-
чения ложемента.
Примем, что перемещение за счет деформирования бобышки
определяется слоем резины. Тогда
Д/б =
Fиш^рэ
С'рз^рз
где <^рэ толщина резинового слоя; Gpo — модуль сдвига резины:
Др, площадь опоры бобышки.
Усилие, передаваемое швеллером, определим из уравнения рав-
новесия
ТР Д^ПН-^ПН
*ГПВ — “
сова
Просуммировав Д/шв и Д/g, получим удлинение
Д/
ДгТпн^пн
COSO
W
4|ПН tga
('V ।
С’рд.Лрз
Приравняв выражения (1) и (2), получим уравнение для опре-
деления погрешности Д<7ПИ:
w cos а
сова
Д^пиАш
^рз
Срз-Арз
откуда
^П||ЛцН /_____U)______<5рз
юсов2 а \ ЕциМшн tga Ср3Лрз
Численный анализ проведен при варьировании угла установки
ложемента а и толщины резинового слоя <5рз. Результаты анализа
в виде зависимости погрешности воспроизведения напряжения в
панели от угла установки ложемента для различных толщин ре-
зинового слоя приведены на рис. 4.15. Из графиков видно, что
величина погрешности увеличивается как при увеличении угла
установки ложемента, так и при уменьшении толщины резинового
слоя. Результаты расчетного анализа были подтверждены экспери-
ментальными исследованиями напряженного состояния панелей
крыла и ложементов при усталостных испытаниях широкофюзе-
150 Гл. 4. Методы испытаний на усталость
ляжного самолета. Результаты тензометрии показали, что напря-
жения в панелях крыла с установленными ложементами по полету
отличаются от напряжений в панелях без ложементов нс более чем
Рис. 4.15. Погрешности воспроизведения нормальных напряжений и панелях
крыла при нагружении ложементами
на 1%, а напряжения в рычагах ложементов находятся в диапазоне
<т = 1 ЗМПа при воспроизведении всего полетного цикла нагру-
жения.
4.4.2. Рычажная система для двустороннего нагружения.
Двустороннее нагружение авиаконструкций при ресурсных испы-
таниях обладает рядом преимуществ по сравнению с нагружением
только растяжением, а именно:
уменьшается число потребных каналов независимого нагру-
жения;
силовые цепочки можно разместить снизу испытуемой кон-
струкции и, следовательно, не требуется сооружение дорогостоя-
щего силового потолка или силовой портальной системы;
высота зала испытаний, требуемая для воспроизведения
больших прогибов крыла, может быть существенно меньше в связи
с отсутствием сверху крыла длинных силовых цепочек;
обеспечивается удобство обслуживания гидравлического и
силового оборудования, которое монтируется на небольшой высоте
под испытываемой конструкцией.
Реализация рычажных систем двустороннего нагружения свя-
зано с решением задачи силовой развязки набора рычагов от
деформации испытываемой конструкции при одновременном обес-
4.4. Устройства одновременного циклического нагружения 151
печении жесткости системы рычагов для передачи как растягива-
ющих, так и толкающих усилий. Отсутствие такой развязки при-
водит к возникновению дополнительных усилий, действующих на
испытываемую конструкцию, которые вызваны включением в ра-
боту многоярусного набора рычагов в связи с отсутствием свободы
перемещения рычагов друг относительно друга и относительно ис-
пытываемой конструкции. Различают два варианта рычажных
систем двустороннего нагружения, которые рассмотрим ниже.
Рычажная система для двустороннего нагру-
жения с шаровыми шарнирами. В каждом плече мно-
гоярусного набора рычажной системы двустороннего нагружения
с шаровыми шарнирами рычаги более высоких номеров ярусов со-
единены с рычагами более низких номеров при помощи шаровых
шарниров. При атом оси шарниров одним концом закреплены не-
подвижно на торцах рычагов более высоких номеров ярусов вдоль
осей рычагов, а другим концом соединены по скользящей посадке
с подшипниками скольжения, которые закреплены на рычагах бо-
лее низких номеров [115]. Схема устройства двустороннего на-
гружения приведена на рис. 4.16. Устройство содержит силовую
Рис. 4.16. Устройство двустороннего нагружении с шаровыми шарнирами:
силовая опора: 2 си.ташхЛуди гель; 3 динамометр; 4 набор рычагов: 5, б
обоймы шарнира; 7 — ось шарнира; 3 конструкция
опору, к которой прикреплен силовозбудитель с установленным на
его штоке динамометром. Шток силовозбудителя соединен шар-
нирно с рычагом самого верхнего яруса многоярусного набора ры-
чагов. Рычаги соединены между собой шаровыми шарнирами,
включающими наружные и внутренние обоймы, стыкуемые между
собой по шаровой поверхности, и осями, связанными с внутрен-
ними обоймами по скользящей посадке. Шаровые шарниры обес-
152
Гл. 4. Методы испытании на усталость
почивают передачу усилий в вертикальном направлении (вдоль оси
силовозбудителя) и через рычаги нижнего яруса передают рас-
пределенную нагрузку на поверхность испытуемой конструкции.
При этом исключается возникновение усилий в горизонтальной
плоскости. Рычажная система двустороннего нагружения с ша-
ровыми шарнирами работает следующим образом. Сосредоточен-
ное усилие, развиваемое силовозбудителем / через многоярусный
набор рычагов 4 и шаровые шарниры 5 7 передается в виде рас-
пределенной нагрузки на поверхность испытуемой конструкции 8.
Деформирование испытуемой конструкции под действием распре-
деленной нагрузки приводит к перемещениям точек поверхности
конструкции друг относительно друга. Свобода этих перемещений
обеспечивается шаровыми шарнирами 5-7, которые позволяют пе-
ремещаться точкам поверхности конструкции без возникновения
дополнительных усилий от стеснения многоярусным набором ры-
чагов. При взаимном смещении точек поверхности ось 7 свободно
перемещается в продольном направлении в отверстии внутренней
обоймы 6 подшипника скольжения, а сама обойма 6 поворачива-
ется относительно наружной обоймы 5.
Рычажная система двустороннего нагружения
с соединением рычагов набором пластин. В рычаж-
ной системе двустороннего нагружения с соединением рычагов на-
бором пластин в каждом плече многоярусного набора рычаги бо-
лее высоких номеров ярусов соединены с рычагами более низких
номеров при помощи набора плоских пластин. Каждый набор од-
ним краем закреплен неподвижно на рычаге более высокого но-
мера нормально к оси рычага, а другим краем закреплен непо-
Рис. 4.17. Устройство двустороннего на-
гружения с соединением рычагов набо-
ром пластин:
I силовая опора, 2 — силпвозбудитель; 3 —
динамометр; J рычаг верхнего пруса; .5
набор гибких пластин; 6 — конструкция
движно на рычаге более высокого номера вдоль оси рычага [116].
Схема устройства двустороннего нагружения с соединением ры-
чагов набором пластин приведено на рис. 4.17. Устройство со-
4.4. Устройства одновременного циклического нагружения 153
держит силовую опору, к которой прикреплен силовозбу дитель с
установленным на его штоке динамометром. Шток силовозбуди-
теля соединен шарнирно с рычагом самого верхнего пруса. Ры-
чаги многоярусного набора одним краем соединены между собой
шарниром, другим краем соединены при помощи набора гибких
пластин, которые устанавливаются перпендикулярно оси рычага
верхнего яруса. Наборы пластин обеспечивают передачу усилий
в вертикальном направлении (вдоль оси силовозбудителя) и через
рычаги нижнего яруса и специальные узлы передают распреде-
ленную нагрузку на поверхность испытуемой конструкции, при
этом исключают возникновение усилий в горизонтальной плос-
кости.
Устройство двустороннего нагружения работает следующим
образом. Сосредоточенное усилие, развиваемое силовозбудителем /
через многоярусный набор рычагов 4 и пакеты пластин 5, переда-
ется в виде распределенной нагрузки на поверхность испытуемой
конструкции 6. Деформации испытуемой конструкции под дей-
ствием распределенной нагрузки приводят к смещениям точек по-
верхности друг относительно друга. Свобода этих перемещений
обеспечивается пакетами гибких пластин, которые обладают ма-
лой изгибной жесткостью в поперечном направлении и при дефор-
мировании позволяют взаимно перемешаться точкам поверхности
без возникновения дополнительных усилий от стеснения много-
ярусным набором рычагов.
При выборе параметров набора пластин исходят из расчетной
схемы, которая представляет собой набор пластин, жестко закреп-
ленных по двум сторонам и нагруженных осевой силой при свободе
смещения защепленных краев друг относительно друга в попереч-
ном направлении. Параметры набора пластин определякггся из
условия обеспечения устойчивости, которое можно записать сле-
дующим образом:
, з//2 F
b eewf'
где 71 количество пластин в пакете; b — ширина пластины; I
длина пластины; д — толщина пластины; Е модуль упругости;
/ коэффициент запаса по устойчивости пластины; F тол-
кающее усилие, действующее в рассматриваемом плече рычажной
системы.
Для определения продольного усилия, возникающего в резуль-
тате стеснения испытуемой конструкции системой рычагов, при-
нималось, что рычаги рычажной системы абсолютно жесткие. Па-
кет пластин рассматривался как многослойная балка, у которой
один край жестко закреплен, а другой может свободно переме-
щаться в горизонтальном и вертикальном направлениях без пово-
рота сечения. В этом случае продольное усилие, вызванное стес-
10 zak123
154
Гл. 4. Методы испытании на усталость
нением деформации, определяется соотношением
L 5 Е тг2/ ’
где S продольное усилие, вызванное стеснением деформации;
L длина плеча рассматриваемого яруса рычажной системы: ст
напряжения в испытываемой конструкции; Е модуль упруго-
сти испытываемой конструкции; / запас устойчивости пакета
пластин; I длина пластин в пакете; F вертикальное толка-
ющее усилие, передаваемое рассматриваемым плечом рычажной
системы.
4.4.3. Нагружение крыла большого удлинения с подвижной
платформы. В случае усталостных испытаний планера широко-
фюзеляжного самолета, который характеризуется большими про-
гибами крыла при циклическом нагружении, для существенного
уменьшения строительной высоты стенда и, как следствие, потреб-
ной высоты испытательной лаборатории, а также для сокращения
количества каналов нагружения применяют каналы нагружения
с гидроцилиндрами двустороннего действия, воспроизводящими
усилия в режиме уборки-выпуска штока. При таком нагружении
следует учитывать, что вследствие значительных прогибов конце-
вых сечений крыла возникают погрешности из-за отклонения век-
тора силы от нормали к поверхности объекта испытаний. Одним
из рациональных путей решения этой проблемы является при-
менение подвижной платформы, являющейся опорой для гидро-
цилиндров (рис. 4.18) [117]. Значительное увеличение прогибов
крыла наблюдается после внутреннего двигателя. Поэтому плат-
форму целесообразно выполнять двухсекционной: одну секцию
располагать между двигателями, вторую размещать от внешнего
двигателя до концевого сечения крыла. Для крепления платформы
и гидроцилиндров подъема и страховки можно использовать пор-
талы, связанные между собой ригелями. В этом случае первая
секция платформы присоединяется к порталу при помощи шар-
ниров и приподнимается при помощи гидроцилиндров. Рабочие
гидроцилиндры подъема второй секции целесообразно устанавли-
вать под углом 45°. Подвижная платформа также являлась опорой
для каналов нагружения законцовок крыла, внешнего двигателя,
рельсов закрылков и предкрылков. Для предотвращения вторич-
ных разрушений в элементах платформы и системы нагружения
при непрсдвидимых разрушениях шарниров крепления секций
платформы или элементов силовой цепочки каналов подъема плат-
формы предусматривают систему страховки. Система страховки
может состоять из демпферных устройств, представляющих собой
гидроцилиндры, полости которых соединены со сливной магистра-
лью гидросистемы. При аварийной разгрузке происходит плавное
4.1 Устройства одновременного циклического нагружения 155
опускание платформы в результате дросселирования при перете-
кании рабочей жидкости из полостей гидроцилиндра в сливную
магистраль. Гидроцилиндры, обеспечивающие страховку плат-
формы. устанавливают в зонах шарниров крепления платформы
Рис. 4.18. Схема нагружения концевых сечений крыла широкофюаеллжного са-
молета с подвижной платформы
и в концевом сечении. В течение полетного цикла платформу уста-
навливают в два положения: одно для воспроизведения наземных
режимов, а второе для полетных режимов.
Для управления перемещением платформы в процессе отра-
ботки полетного цикла используют электрогидравлические следя-
щие каналы нагружения с управлением от ЭВМ. Каналы управле-
ния движением крыльевых платформ работают с обратной связью
по положению платформ относительно силового пола (рис. 4.19).
Исполнительные гидроцилиндры каналов подключают к сервокла-
панам по однополостной схеме регулирования гидроприводов. Это
обеспечивает более высокую скорость подъема платформы при вы-
ходе на полетные режимы, чем при двуполостной схеме регули-
рования. В исходном состоянии секции платформ опираются на
опорные стойки. При включении гидроприводов секции приподни-
мают относительно своих опор на 30-50 мм, и в таком положении
10*
156
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
ПАП
Л ЦП
~8~
Рис. 4.19. Схема канала управления перемещением платформы:
I платформа; 2 портал; 3 — гидроцилиндр перемещении платформы: 4 динамо-
метр; 5 датчик перемещения; 6 сервоклапан; 7- регулятор; в— ЭВМ, 9 система
янарпйноП зашиты; 10 МНС; 11 — датчик давления
они находятся при воспроизведении наземных режимов. Если при
этом возникает ошибочное рассогласование регулятора гидропри-
вода в сторону выпуска штока, то при однополостной схеме регу-
Рис. 4.20. Схема коррекции перемещения платформы:
I платформа; 2 гидропнлнндры перемещения платформы; 3 — датчики перемеще-
нии; 4 — сервоклапаны; 5 регуляторы; 6 — вычитатель; 7 инвертор; Я диоды:
J динамометры; 10 гндроцилинлры нагружения крыла; /7 — крыло
4.4. Устройства одновременного циклического нагружения 157
лирования платформа опускается в стояночное положение, тогда
как при двуполостной схеме возможна поломка силовых цепочек.
Поскольку секции платформ содержат шарнирные соединения, то
при их подъеме неизбежен некоторый перекос платформ. Для его
минимизации служит схема взаимной попарной коррекции поло-
жения штоков исполнительных цилиндров (рис. 4.20). Сигналы
с датчиков перемещения пары каналов из одного сечения секции
вычитают и разность подают на дополнительные входы регулято-
ров. При этом проходят только сигналы, соответствующие уборке
иноков. Кроме контроля перемещения платформы контролируют
усилия каждого канала подъема платформы. Соответствующие
сигналы используют также в схеме коррекции положения плат-
формы в пределах допустимых перекосов, что вызывается необ-
ходимостью перераспределения усилий в цилиндрах, например,
из-за увеличения разницы нагрузок по переднему и заднему лон-
жеронам крыла.
4.4.4. Нагружение подвесок двигателей на крыле большого уд-
линения. В процессе усталостных испытаний необходимо моде-
лировать как усилия в узлах крепления двигателя к пилону, так
и усилия в узлах крепления пилона к крылу. Для этого воспроиз-
водят тягу и реверс двигателя, а также аэродинамические и hhci>-
ционные нагрузки, действующие на пилон и двигатель в верти-
кальной и горизонтальной плоскостях. Нагрузки передают через
макетный двигатель. Тягу и реверс двигателя направляют вдоль
оси, проходящей через центр тяжести двигателя. Инерционные
нагрузки прикладывают в центре тяжести двигателя. Аэроди-
намические нагрузки, действующие на двигатель и пилон, при-
кладывают к макетному двигателю в точках, обеспечивающих за-
грузку узлов крепления двигателя и пилона эквивалентными уси-
лиями. Как правило, воспроизведение тяги двигателя и боковых
сил при помощи одного гидроцилиндра с неподвижной опорой при-
водит к недопустимым искажениям воспроизводимых нагрузок
из-за больших вертикальных перемещений крыла. Поэтому тягу
двигателя и боковые силы воспроизводят парами гидроцилиндров,
установленных под углом друг к другу (рис. 4.21).
Управление парами каналов, цилиндры которых расположены
под углом друг к другу для нагружения пилонов двигателей по оси
А' (тяга и реверс), а также боковыми силами, производят следу-
ющим образом. Один из каналов (верхний) работает с обратной
связью по показаниям динамометра, шарнирно связанного с пи-
лоном и штоками цилиндров. Второй канал (нижний) работает с
обратной связью по показаниям датчиков перемещений, один из
которых установлен вертикально в центре тяжести макетного дви-
гателя, а второй также установлен вертикально в точке пересече-
ния каналов. Разность сигналов с датчика перемещения является
заданием для второго канала. При вертикальных перемещениях
158
Гл.-1. Методы испытаний на усталость
крыла нижний канал обеспечивает горизонтальное положение ди-
намометра, на котором складываются усилия обоих цилиндров.
Необходимое условие для правильной работы пары каналов за-
Рис. 4.21. Схема воспроизведения тяги двигателя:
I двигатель; 2, 3— гилропилинлры; 4- 5 сервоклапаны; 6. 1— регуляторы, X. 9
датчики перемещения; It) динамометр. II. 12 конпевые выключатели: 13 ЭВМ
ключастся в том, чтобы в крайнем нижнем положении крыла ли-
ния действия нижнего цилиндра была ниже горизонтальной оси.
Верхний цилиндр должен быть выше горизонтальной оси в край-
нем верхнем положении крыла.
4.4.5. Закрепление самолета на стенде и нагружение стоек
шасси. Для моделирования нагрузок, действующих на шасси при
движении самолета по аэродрому, одновременно с нагружением
планера необходимо нагружать основные и переднее шасси. Для
этой цели самолет оснащают стойками шасси или их макетами.
В случае когда установлены штатные стойки шасси, для исключе-
ния обжатия шасси при его нагружении амортизатор заправляют
маслом. Для приложения усилий к шасси колеса заменяют их
макетами со специальными узлами для крепления гидропилин-
дров. Усилия прикладывают в вертикальном, боковом и осевом
направлениях на каждое колесо независимо. Самолет опирают
основными и передним шасси на специальные подвески, которые
обеспечивают передачу вертикальных усилий на стойки шасси и
их свободную деформацию при нагружении в осевом и боковом
направлениях. Для активного нагружения стоек шасси в боко-
вом и осевом направлениях используют гидроцилиндры двусто-
роннего действия. Этими же гидроцилиндрами обеспечивают со-
здание крутящего момента стойки шасси вокруг ее оси. Усилия,
действующие на каждую полуось всех шасси, измеряют тензодина-
мометрами. Каждый тензодинамометр устанавливают жестко на
штоке гидроцилиндра и связывают с макетными колесами шасси с
помощью сферического шарнира, который позволяет практически
без люфтов воспринимать как тянущие, так и толкающие уси-
4.1. Устройства одновременного циклического нагружения 159
лия при наличии угловых перемещений при нагружении. В ка-
честве примера на рис. 4.22 приведена схема опирания и нагру-
жения основного шасси. Вертикальное усилие, действующее по
стойке, распределяется на две (переднюю и заднюю) оси тележки.
Рис. 4.22. Схема нагружения опоры шасси:
I опора шасси; 2 гидроцилпндр; .? динамометр; 4 полуось опоры шасси; .5 —
макетное колесо; 6 траверса опоры шасси; 7 силовая рама; Я стержневая подвеска;
.9 сферический шарнир
По четырем полуосям тележки вертикальные составляющие этого
усилия воспринимаются реактивно четырьмя стержневыми под-
весками с тензодинамометрами. Стержневая подвеска соединена
с макетным колесом и опорой шарнирно. Результирующее вер-
тикальное усилие, действующее по стойке шасси, определяют по
сумме показаний четырех тензодинамометров. Боковые и осевые
усилия воспроизводят гидроцилиндрами двустороннего нагруже-
ния с тензодинамометрами, которые жестко закрепляют на што-
ках гидроцилиндров. Гидроцилиндры соединены с опорами с
помощью сферических шарниров. Данная схема подвески обес-
печивает свободу перемещений стойки шасси при воздействии бо-
ковых и осевых усилий, а также повороты стойки вокруг своей
оси при создании крутящих моментов.
4.4.6. Стабилизация планера в пространстве. В процессе ис-
пытаний самолета может возникать неуравновешенность системы
сил, действующих на планер из-за погрешности отслеживания ка-
налами нагружения заданных программных усилий, неточности
160
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
монтажа нагружающих устройств, а также при отказах и повре-
ждениях в каналах нагружения. В результате неуравновешенно-
сти сил возможно смещение планера от исходного положения за
допустимые пределы. Для предотвращения этого служит система
стабилизации планера по положению в пространстве. Стабилиза-
ция осуществляется по крену, тангажу, рысканию и перемещению
по осям А', У, Я.
Стабилизация в продольном направлении. Ста-
билизацию в продольном направлении можно обеспечить путем
подачи сигнала от датчика перемещения, измеряющего смещение
самолета в продольном направлении, на дополнительные входы
регуляторов следящих гидроприводов каналов нагружения, линия
действия которых направлена по оси А' самолета. Для этого ис-
пользуются каналы нагружения шасси, тяги и реверса двигателей,
т. е. активные каналы.
Также можно использовать специальные стабилизирующие ка-
налы, связанные с фюзеляжем, действующие вдоль оси А самолета
(рис. 4.23). Для защиты от превышения величины допустимых
Рис. 4.23. Схема стабилизации в продольном направлении:
/ — узел крепления гндроцилиндра к фюзеляжу; 2 динамометр; 3 — гидронилнндр;
4 сервоклапан; 5 — выпрямитель, 6 инвертор; 7 — датчик перемещений
усилий в силовые цепочки стабилизирующих каналов включают
тензодинамометры. Сигналы с динамометров подаются в систему
защиты по перегрузке. Дополнительно для защиты от превы-
шения нагрузки гидроцилиндры стабилизирующих каналов снаб-
жают дифференциальными гидравлическими клапанами, которые
предохраняют от превышения усилия на штоке гидроцилиндра.
В этом случае гидроцилиндры работают как однополостные с не-
большой зоной нечувствительности.
4.4. Устройства одновременного циклического нагружения 161
Для стабильной работы системы стабилизации силовые цепоч-
ки конструктивно выполняют таким образом, чтобы не возникало
их провисание.
Стабилизация по крену. На полетных режимах про-
граммы испытаний стабилизацию по крену (рис. 4.24) обеспечи-
вают подачей на каналы нагружения крыла сигналов, которые
Рис. 4.24. Схема стабилизации по крену на полетных режимах:
1 канал нагружения; 2 — датчик перемещения; 3. { — сумматоры; 5 — коммутатор;
6 инвертор
пропорциональны разности сигналов от датчиков вертикального
перемещения крыльев. Датчики перемещении устанавливают как
можно ближе к корню крыла. Сигналы коррекции с левой и пра-
вой консолей крыла подают на каналы, которые выравнивают крен
при его появлении. Очевидно, что наиболее эффективно влияют
па крен концевые каналы нагружения крыла. Однако для того
чтобы вносить наименьшие искажения в нагружение крыла, кор-
ректирующие нагрузки часто распределяют равномерно по всем
каналам крыла.
На наземных режимах коррекцию по крену выполняют по раз-
ности вертикальных усилий на стойках фюзеляжных шасси, ко-
торые нагружаются, как правило, реактивно. Сигналы коррекции
на выбранные каналы подают через блок коммутации, который
обеспечивает переключение на коррекцию по крену от датчиков
перемещения при нулевых реакциях шасси, т.е. на полетных ре-
жимах.
Стабилизация по тангажу и смещению в верти-
кальной плоскости. Стабилизацию по тангажу обеспечивают
путем подачи сигналов коррекции с двух датчиков на каналы на-
гружения фюзеляжа (рис. 4.25). Для этого в носовой и хвосто-
162
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
вой частях фюзеляжа устанавливают датчики для измерений вер-
тикальных перемещений фюзеляжа. В стояночном положении, а
также на наземных режимах сигналы с них равняются нулю. При
нагружении самолета на полетных режимах сигналы с датчиков
Рис. 4.25. Схема стабилизации по тангажу и вертикальному смешению:
I канал нагружения; 2 датчик перемещения, 3 киммугатор; тензодинамометр
для измерения реакции шасси
появляются только после того, как становятся нулевыми реакции
шасси. Сигнал с носового датчика подают на каналы вертикаль-
ного нагружения носовой части фюзеляжа. Сигнал с хвостового
датчика поступает на каналы нагружения хвостовой части фюзе-
ляжа. Сигналы формируют таким образом, чтобы корректирую-
щая сила была направлена только вниз. Этим обеспечивается не
только стабилизация по тангажу, но и стабилизация по оси У,
т.е. предотвращается подъем самолета вверх за счет дисбаланса
вертикальных сил. С целью предотвращения искажений, вызван-
ных прогибами фюзеляжа в плоскости X У, датчики перемеще-
ний устанавливают в зоне переднего и заднего лонжеронов цен-
троплана.
Стабилизация по рысканию и смещению в бо-
ковом направлении. Стабилизацию по рысканию осущест-
вляют путем подачи на каналы, уравновешивающие боковые силы,
дополнительных сигналов от датчиков перемещения, установлен-
ных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа в горизонтальной
! к 11 'н3 i >метрия конструкции при ресурсных испытаниях 163
Рис. 4.26. Схема стабилизации по рысканию и боковому смешению:
I канал нагружения; 2, 3— датчики перемещения; 4 инвертор; 5 выпрямитель
плоскости (рис. 4.26). Сигнал с носового датчика подают на носо-
вые каналы, с. хвостового датчика на хвостовые каналы нагру-
жения. Это обеспечивает нс только коррекцию по тангажу, но и
предотвращает смещение самолета по оси Z.
4.5. Тензометрия конструкции при ресурсных испытаниях
Важное место при ресурсных испытаниях натурных конструк-
ций занимают экспериментальные исследования напряженно-де-
формированного состояния методами тензометрии. На основании
результатов исследований напряженно-деформированного состоя-
ния:
уточняют расчетное обоснование ресурса конструкции до
списания:
проводят анализ причин образования усталостных разру-
шений;
прогнозируют долговечность и закономерности развития
трещин в критических по условиям усталости зонах конструкции;
оценивают критические размеры повреждений конструкции.
На этапе проведения испытаний конструкций на остаточную
прочность методы измерений и обработки показаний тензодатчи-
ков во многом схожи с методами, которые применяют при про-
ведении статических испытаний. Эти методы предполагают про-
ведение измерений показаний тензодатчиков при ступенчатом
нагружении конструкции одним распределением нагрузки. В этом
случае выравнивание показаний тензодатчиков методами матема-
тической статистики не вызывает больших затруднений, так как
деформация зависит от одного параметра нагружения это либо
164
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
% от максимальной нагрузки, либо величина усилии по одному из
каналов нагружения, либо величина силового фактора в сечении,
в котором смонтированы тензодатчики.
Дли решения задач, которые возникают на этапе усталостных
испытаний, необходимо проводить измерения и обработку показа-
ний тензодатчиков при циклическом нагружении конструкции по
профилю полетного цикла. В этом случае методы, которые исполь-
зуют при тензометрии конструкции при статических испытаниях,
неприемлемы. Это вызвано тем, что в течение полетного цикла
распределение нагрузки по конструкции многократно изменяется
в зависимости от воспроизводимого режима полета. При этом на
различных сегментах полетного цикла в зонах многокомпонент-
ного нагружения возникают различные соотношения между ком-
понентами нагружения. К таким зонам можно отнести:
стык крыла с фюзеляжем;
кессон крыла между шасси и бортом фюзеляжа;
кессон крыла между двигателем и бортом фюзеляжа;
вырезы в гермофюзеляже;
зоны подвески закрылков;
центроплан;
вырез в фюзеляже под стабилизатор.
Кроме того, в связи с. тем, что существует степенная зависи-
мость характеристик усталости от величины напряжений, погреш-
ности определения напряжений должны быть минимальными.
Так 10%-ная погрешность в определении компонентов НДС может
вызвать ошибку в прогнозе долговечности в 1,5 раза.
Это обусловило необходимость применения новых подходов к
проведению тензометрии и обработке результатов измерений. Суть
их заключается в том, что с целью получения циклограмм напря-
жений измеряют одновременно показания тензодатчиков и дина-
мометров в экстремальных точках при нагружении конструкции
полетным циклом. Для исключения грубых и случайных ошибок
измерений осуществляют выравнивание показания тензодатчиков
на основе математических моделей [118 120]. При выравнивании
показаний датчиков рассматривают две задачи. Первая задача за-
ключается в выравнивании показаний одиночных датчиков для
построения циклограмм напряжений. Вторая задача заключается
в выравнивании показаний группы датчиков.
4.5.1. Выравнивание показаний тензодатчиков при многоком-
понентном нагружении. При выравнивании показаний одиночных
тензодатчиков принимают следующие допущения:
нагружение конструкции осуществляется до эксплуатацион-
ных нагрузок, т.е. все элементы конструкции находятся в состо-
янии упругого деформирования;
в зонах сжимающих напряжений не возникает потери ус-
тойчивости элементов конструкции;
4.5- Тензометрия конструкции при ресурсных испытаниях 165
тензодатчики расположены вне зон геометрической нели-
нейности;
параметром напряженно-деформированного состояния в то-
чке является относительная деформация е в точке установки тен-
зодатчика на поверхности элемента конструкции:
обобщенной нагрузкой является усилие по каналу, силовой
фактор, избыточное давление или их линейная комбинация.
В силу принятых предположений деформацию в точке кон-
струкции Еа аппроксимировали линейной зависимостью
m
Еа = 57 (*jpj = пл/гМг + ам„Му + ад/. М. +
J=1
+ CHQ, Qz + aQv Qy 4- n, Fi 4- «дрДр, (1)
i
где ft коэффициент влияния: Р обобщенная нагрузка; Мх,
Му, Mz, N, Qz. Qy силовые факторы в сечении, в котором
установлен тензодатчик; F — сосредоточенное усилие; Др из-
быточное давление в гермоотсеке.
Так как измерения проводят во всех экстремальных точках
полетного цикла, то число измерений п, как правило, превышает
число неизвестных коэффициентов влияния а в аппроксимиру-
ющей зависимости. В этом случае задача определения коэффи-
циентов переопределена и нс удается построить модель, точно удо-
влетворяющую данным измерений, т.е. интерполирующую их.
Поэтому для определения коэффициентов влияния используют ме-
тод наименьших квадратов. Невязка между измеренными и ап-
проксимированными значениями деформаций в г-й точке измере-
ний имеет вид
ri = fat ~ fit
где Еа, — деформация в i-й точке, вычисленная по зависимости
(1); Е, измеренная деформация в i-й точке.
Критерий наименьших квадратов требует, чтобы коэффици-
енты влияния а определялись из условия минимального значения
для суммы квадратов невязок, т. е. необходимо минимизировать
г2 = “ f.)2-
«=1
Для определения минимума применимы методы математиче-
ского анализа, т.е. необходимо, чтобы
<4г2
——=0 для
дак
1GG
Гл. 4. Методы испытании на усталость
Беря производные и изменяя порядок суммирования, полупим
Это система из m линейных уравнений с тп неизвестными пу,
которую можно представить в матричном виде:
Ра = Е. (2)
Полученную систему уравнений называют нормальными урав-
нениями. Следует заметить, что матрица Р зависит лишь от па-
раметров нагрузки. Представляя матричное уравнение (2) в виде
РтРа = РТЕ,
получим выражение для определения коэффициентов влияния:
а = (РР)'Р Е.
Однако есть серьезные трудности при использовании нормаль-
ных уравнений. Оказывается, что матрица Р часто имеет очень
большое число обусловленности из-за того, что распределения на-
грузок в различных экстремумах полетного цикла близки к ли-
нейно зависимым, поэтому при решении нормальных уравнений
ошибки измерений и ошибки округлений, внесенные в процессе
решения, чрезмерно увеличиваются в вычисленных коэффици-
ентах.
Наиболее надежный метод для вычисления коэффициентов
влияния в задаче наименьших квадратов основан на матричной
факторизации, называемой сингулярным разложением (SVD
singular value decomposition). Суть метода заключается в том,
что определяются такие значения коэффициентов влияния а, что
уравнение (2) выполняется только приближенно, но повышается
достоверность в определении коэффициентов влияния за счет
уменьшения числа обусловленности матрицы Р.
Сингулярным разложением действительной (тп х п)-матрицы
Р называется ее факторизация вида
Р = UEVT,
где U ортогональная (тп х т)-матрица; V ортогональная
(п х п)-матрица; S диагональная (тп х п)-матрица, у которой
я,] -- 0 при i j и о]} = aj 0.
Величины называют сингулярными числами матрицы Р,
а столбцы матриц U и V левыми и правыми сингулярными
векторами.
4.5. Тензометрия конструкции при ресурсных испытаниях 167
Подставляя сингулярное разложение матрицы Р в уравнение
(2), получим эквивалентную диагональную систему
SUa = (VT)-'E. или Sa'= Е',
откуда
/ < • 1
aJ
Оказывается, на практике все ст' / 0 только тогда, когда рас-
пределения нагрузок, при которых проводят тензометрию, ли-
нейно независимы. Поэтому ключ к правильному использованию
SVD это введение границы т, отражающей точность исходных
данных и точность вычислений. Всякое ст' > т приемлемо для
вычисления a'j. Любое а'} < т может рассматриваться как пре-
небрежительно малое и соответствующее а' = 0. Отбрасывание
чисел ст' меньше т приводит к уменьшению числа обусловленно-
сти до ст'пах/т. Поскольку число обусловленности является множи-
телем в увеличении ошибки, то следствием будет более надежное
определение коэффициентов aj.
4.5.2. Выравнивание показаний тензодатчиков по модели слож-
ного изгиба тонкостенного стержня. Для аппроксимации показа-
ний массивов тензодатчиков, установленных в поперечных сече-
ниях регулярных зон конструкции, применяют модель сложного
изгиба тонкостенного стержня. К регулярным зонам можно отне-
сти зоны, удаленные как от конструктивных нерегулярностей (вы-
резы в панелях крыла и обшивке фюзеляжа, ниши шасси, кабина
пилотов и др.), так и от силовых нерегулярностей (зоны крепления
шасси, закрылков, предкрылков, пилонов двигателей и др.).
Рассмотрим поперечное сечение, перпендикулярное оси жест-
кости. Пусть в рассматриваемом сечении расположено п тензо-
датчиков, которыми измерены относительные деформации вдоль
оси жесткости г = 1, Так как для модели сложного из-
гиба тонкостенного стержня применима гипотеза плоских сечений,
то аппроксимируем показания тензодатчиков линейной зависимо-
стью, которая в прямоугольной системе координат (х],х2,хз) опи-
сывает закон плоскости:
3
Cai = OfcZfcj = «О + «1^11 + G2®2i + Оз-Ези (3)
fc=0
где хи, х2), хз, координаты t-ro тензодатчика в прямоуголь-
ной системе координат (х1,х2,хз); по, aj, а2, аз — неизвестные
коэффициенты.
168
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
Так как число тензодатчиков в сечении п превышает число не-
известных коэффициентов а в аппроксимирующей зависимости,
то задача определения коэффициентов переопределена и обычно
не удается построить модель, точно удовлетворяющую данным из-
мерений, т.е. интерполирующую их. Для определения коэффици-
ентов используем метод наименьших квадратов. Невязка между
измеренными и аппроксимированными значениями деформаций
в i-й точке измерений равна
П = Е» - £i,
где Ен, деформация в t-й точке вычисленная по зависимости
(3); Е, измеренная деформация в i-й точке.
Критерий наименьших квадратов требует, чтобы коэффици-
енты а определялись из условия минимального значения для сум-
мы квадратов невязок, т. е. необходимо минимизировать
п
Г2 = ^(е« - Et)2.
»=1
Для определения минимума применимы методы математиче-
ского анализа, т.е. потребуем, чтобы
tlr2
——=0 для А'= 1.2,3.
дак
Беря производные и изменяя порядок суммирования, получаем
3 z п ч п
xkixji )ак ~ £ixji, j — 1,..4.
fc=0 ' t=l ' t=l
Это система из четырех линейных уравнений с четырьмя не-
известными а*, которую можно представить в матричном виде:
ХА = Е. (4)
Полученную систему уравнений называют нормальными урав-
нениями. Следует заметить, что матрица X зависит лишь от коор-
динат расположения датчиков. Представляя матричное уравнение
(4) в виде
X ХА = Х Е,
получим выражение для определения коэффициентов линейной за-
висимости:
А = (Х’ХГ'Х’Е.
На основании полученной аппроксимирующей зависимости
распределения деформаций в поперечном сечении можно вычи-
слить изгибающие моменты, действующие в поперечном сечении
4.6. Бала данных по повреждениям конструкции 169
от внутренних усилий. Сравнивая величины изгибающих мо-
ментов от внутренних усилий с изгибающими моментами от
внешних нагрузок можно судить о достоверности результатов из-
мерений и адекватности модели. В случае подтверждения адекват-
ности модели ее можно использовать для прогноза напряженно-
деформированного состояния конструкции.
Рассмотрим в качестве примера вычисление внутренних си-
ловых факторов в поперечном сечении крыла. Выберем местную
систему координат (ху). В этом случае деформация описывается
линейной зависимостью
= «о + aiXj +
В случае одноосного напряженного состояния напряжения оп-
ределяются законом Гука:
Oi = Ее,.
Изгибающие моменты в поперечном сечении Мх, Му можно
определить по зависимостям
Мх — uqSx 4- о 11Ту 4-
Му = (Ц)Ьу 4- й| 1у -Г
п п
где = 52 Д^УсБ = 52 Д^£®с» —статические моменты инер-
t=l i=l
n n
пии сечения; Ix = 52 Д^.У^, А/ = 52 Д^хст осевые моменты
«=1 4=1
п
инерции; 1ху = 52 ДР|Жс»Уа центробежный момент инерции;
i=l
AF, площадь элемента сечения с напряжением <т,; х&, у&
координаты центра тяжести элемента сечения.
4.6. База данных по повреждениям конструкции
при ресурсных испытаниях
В настоящее время накоплена обширная информация об уста-
лостных повреждениях, которая получена в процессе усталостных
испытаний натурных конструкций самолетов. Эта информация
используется при проектировании, при сертификации эксплуати-
рующихся самолетов, а также при разработке методов расчетного
анализа характеристик ресурса. Важность информации обусло-
вила необходимость создания автоматизированной информацион-
ной системы. При создании такой системы исходили из того, что
она должна:
обеспечивать сбор, передачу, обработку данных в реальном
времени в непосредственной связи с процессом испытаний;
170
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
обеспечивать полноту информации об усталостных повре-
ждениях:
обеспечивать эффективность обмена информацией между
испытательными лабораториями и разработчиками ОКБ;
повышать ответственность за сбор и передачу данных;
сокращать время преобразования информации:
обеспечивать постоянное обновление банка данных, селек-
тивное распространение информации, качество первичной инфор-
мации;
позволять незамедлительно передавать информацию поль-
зователю;
снижать процент ошибок;
уменьшать количество бумажных документов (объемистые
тома, проблемы пересылки документов, хранения и использова-
ния).
Для решения перечисленных задач в среде СУБД Microsoft
Office Access 2003 была разработана реляционная база данных,
включающая базу «Словарь» (рис. 4.27), в котором даны описания
Рис. 4.27. База данных «Словарь»
конструкции, программ испытаний, литературных источников, и
базу «Усталостные повреждения» (рис. 4.28), в которых накаплива-
ются данные об усталостных повреждениях конструкции самолета
в структурированном виде.
4.6. База данных по повреждениям конструкции 171
4.6.1. Структура базы данных «Усталостные повреждения*.
Разработанная база данных «Усталостные повреждения» состоит
из связанных между собой таблиц. Схема базы данных показана
Рис. 4.28. База данных усталостных повреждений самолета Ил-96
на рис. 1.28. База данных содержит 10 таблиц, каждая из кото-
рых содержит информации) по конкретной теме (например, уста-
лостные повреждения или эскизы повреждений). Информация в
таблице организуется в строки (записи) и столбцы (поля). Какие
данные хранятся в таблице, а также правила, ассоциированные с
вводом, изменением или удалением данных, определяется струк-
турой таблицы. Ключевым полем является код записи. В это поле
заносятся данные типа «Счетчик». В таблице «Усталостные по-
вреждения» в полях «Агрегат», «Конструктивная группа», «Кон-
структивная подгуппа», «Деталь», «Самолет», «Критический эле-
мент», «Литература», «Программа» предусмотрена подстановка
информации из одноименных таблиц в базе данных «Словарь».
Такая организация данных позволила избежать дублирования
данных.
172
Гл. 4. Методы испытании на усталость
Для получения данных из таблиц формируют запрос на вы-
борку. Запрос позволяет получать данные из связанных таблиц в
виде результирующих наборов. Для подсчета числа повреждений
по агрегатам, конструктивным группам, конструктивным подгруп-
пам и деталям сформированы перекрестные запросы. Для удоб-
ного представления данных из таблиц сформирована форма «Сви-
детельства повреждений».
Для распечатки данных из таблиц сформированы два типа от-
четов « по наработке» и «по агрегатам». В отчете «_по наработке»
записи упорядочены по возрастающей наработке, выраженной в
числе полетных циклов при обнаружении повреждения. В отчете
♦_по агрегатам» записи сгруппированы по агрегатам и упорядо-
чены по возрастающей наработке.
4.6.2. База данных «Словарь». База данных «Словарь» (см.
рис. 4.27) включает не связанные между собой 8 таблиц для описа-
ния конструкции самолета и ее элементов, значимых по условиям
усталости, а также таблицы описания программ испытаний и
источников информации. Для описания конструкции самолета
использована классификация, принятая в системе ЕСКД. В со-
ответствии с этой классификацией разработаны перечни наибо-
лее часто встречающихся в конструкции самолета агрегатов, кон-
структивных групп, конструктивных подгрупп и деталей. Эти
перечни легли в основу информационной модели конструкции са-
молета, которая представляла собой набор таблиц.
Таблица 4.3
Код Наименование агрегата Код Наименование агрегата
1 10 Пилон двигателя
28 Гондола двигателя 11 Предкрылок
27 Двигатель (макет) 12 Руль высоты
2 За крылок 13 Руль направления
3 Интерцептор 14 Спойлер
4 Киль 15 Стабилизатор
5 Крыло 16 Тормозной щиток
6 Основное подкрыльевое шасси 17 Фюзеляж
7 Основное подфюзеляжное шасси 18 Элевой
8 Переднее крыло 19 Элерон
9 Переднее шасси
4.6. База данных по повреждениям конструкции 173
Таблица агрегатов (табл. 4.3) включает наименования наибо-
лее распространенных агрегатов самолетов, которым присвоен со-
ответствующий уникальный код.
Таблица конструктивных групп (табл. 4.4) включает наимено-
вания наиболее распространенных конструктивных групп, на ко-
торые может быть разбит каждый из агрегатов. Каждой конструк-
тивной группе присвоен уникальный код.
Таблица 4.4
Код Конструктивная группа Код Конструктивная группа
1 18 Отсек подфюзеляжного шасси
43 Аэродинамический обтекатель 33 Отъемная часть
2 Винглет 19 Пассажирский салон
3 Внутренний закрылок 20 Передняя часть
4 Воздухозаборник 21 Поворотная часть крыла (кессон)
5 Кабина экипажа 22 Подиенгропланная часть фюзеляжа
6 Каркас пола гермофюзеляжа 23 Предкрылок
7 Каркас пола грузоотсека 42 Система кондиционирования воздуха
8 Кессон- 24 Средний закрылок
9 Консоль 25 Средняя часть
10 Навеска двигателя 26 Стойка шасси
11 Навеска закрылка 27 Узел крепления шасси
12 Навеска пилона 28 Узел поворота
13 Наружный закрылок 29 Узел приложения нагрузки
14 Носовая часть 30 Хвостовая часть
15 Отсев ВСУ 31 Центральное тело
16 Отсек носового шасси 32 Центроплан
17 Отсек подкрыльевого шасси
Таблица конструктивных подгрупп (табл. 4.5) включает наиме-
нования наиболее распространенных конструктивных подгрупп,
на которые может быть разбита каждая из конструктивных групп.
Каждой конструктивной подгруппе присвоен уникальный код.
174
Гл. 4. .Методы испытаний на усталость
Таблиц» 1.5
Код Конструктивная подгруппа Код Конструктивная подгруппа
1 21 Нервюра рядовая
61 Аварийная дверь 22 Нервюра силовая
2 Амортизатор 23 Нижняя панель
43 Багажный люк 24 Обтекатель
3 Балка 25 Основное звено закрылка
42 Борт-угольник 26 Откидная панель
4 Бустер 27 Панель обшивки
5 Буфетная дверь 28 Перегородка
б Верхняя панель 29 Передний узел навески пилона
7 Входная дверь 51 Подкос
8 Гермопанель 30 Рама
9 Гермошпангоут 31 Рама фонаря кабины
10 Грузовой люк 32 Ремонтная накладка
12 Дефлектор закрылка 33 Створка шассийного люка
13 Задний узел навески пилона 34 Стенка
14 Зализ 46 Стыковая гребенка
15 .'Замок выпущенного положения шасси 35 Траверса шасси
16 Иллюминатор 59 Узел для уравновешивания
17 Каретва 36 Узел крепления двигателя
18 Каркас пола 45 Узел крепления лонжерона
48 Колесо 60 Узел крепления трубопровода
19 Лонжерон 38 Хвостовое звено закрылка
41 Луч гермодниша 39 Шпангоут рядовой
20 Люи 40 Шпангоут силовой
Таблица 4.G включает наименования наиболее распространен-
ных деталей, которые могут входить в состав каждой из конструк-
тивных подгрупп. Каждой детали присвоен уникальный код.
1.6. База данных по повреждениям конструкции
175
Табл пня 4.6
Код Деталь Кол Деталь Код Деталь
1 26 Опора 50 Стрингер
86 Болт 27 Ось 51 Ступица
2 Болт-заклепка 29 Панель 52 Трос
3 Бортугольник 28 Перемычка 53 Тяга
4 Вал 30 Переходник 54 Угольник
5 Вилка 31 Петля 55 Узел крепления
6 Винт 32 Подкос 56 Уплотнение
7 Вкладыш 33 Подшипник 57 Упор
8 Втулка 34 Пояс 58 Ухо
9 Гайка 35 Прокладка 59 Фиксатор
10 Диафрагма 37 Профиль 60 Фитинг
11 Дублер 85 Рамка 61 Фланец
12 Заклепка 36 Раскос 62 Цапфа
13 Замок 38 Ребро 75 Цилиндр
14 Качалка 39 Рельс 63 Чашка
15 Кница 40 Ролик 64 Шайба
16 Компенсатор 41 Ручка 65 Шарнир
17 Коромысло 74 Рым-болт 66 Шатун
18 Кронштейн 42 Сабля 67 Шкворень
19 Крышка люка 43 Серьга 68 Шпилька
20 Лапка 44 Скоба 69 Шплинт
21 Лента 45 Сотовая панель 70 Штанга
22 Накладка 46 Стекло оконное 78 Шток
23 Обойма 47 Стенка 71 Штуцер
24 Обшивка 48 Стойка 72 Штырь
25 Окантовка выреза 49 Стоппер 73 Щека
Записи в базе данных классифицируются не только по кон-
структивным признакам, но и по признаку, который характери-
зует значимостт, зоны повреждения с точки зрения усталости. На
основе анализа усталостных повреждений конструкции разработан
перечень критических элементов, который представлен в табл. 4.7.
176
Гл. 4. Методы испытании на усталость
Таблица 4.7
Код Наименование критического элемента
1 Остальное
2 Геометрический концентратор
3 Поперечный стык
4 Продольный стык панелей в крыле
5 Шов
6 Разъемное неподвижное соединение
7 Разъемное малоподвижное соединение
8 Разъемное подвижное соединение
9 Неразъемное соединение, работающее на срез
10 Неразъемное соединение, работающее на отрыв
11 Зона передачи сосредоточенного усилия
12 Сварное соединение
13 Клеевое соединение
14 Шомпольное соединение
15 Продольный стык обшивок в фюзеляже
Приведенные таблицы открыты для любых изменений, кото-
рые могут быть вызваны как с уточнением названий, так и с необ-
ходимостью добавления новых наименований. Такие изменения
не приводят к необходимости внесения изменений в другие та-
блицы базы, которые используют наименования информационной
модели конструкции самолета. Это достигается тем, что таблицы
«Словаря» связаны с таблицей «Усталостные повреждения» таким
образом, что при внесении изменений в таблицы «Словаря» авто-
матически вносятся изменения во всю таблицу «Усталостные по-
вреждения».
4.6.3. База данных «Усталостные повреждения». База данных
«Усталостные повреждения» (см. рис. 4.28) состоит из таблицы
«Усталостные повреждения», в которой содержится описание уста-
лостных повреждений, таблицы «Фото_эскизы», в которой содер-
жаться фотографии или эскизы повреждений и восьми связанных
со «Словарем» таблиц, в которых дано описание конструкции са-
молета, программ испытаний и литературных источников. Схема
связей базы данных «Усталостные повреждения» с базой данных
«Словарь» приведена на рис. 4.29. Связи между таблицей «Уста-
лостные повреждения» и таблицами базы «Словарь» организованы
4.6. База данных по повреждениям конструкции 177
Рис. 4.29. Схема базы данных усталостных повреждений
Рис. 4.30. Структура таблицы «Усталостные повреждения»
13zak123
178
Гл. 4. Методы испытании на усталость
по принципу «многие к одной», т. е. много записей первой таблицы
связаны с одной записью второй таблицы. Структура таблицы
«Усталостные повреждения» приведена на рис. 4.30. Таблица со-
стоит из 18 полей. Ключевое поле «Код» однозначно определяет
усталостное повреждение. Для организации связей используются
связующие поля, которые называют внешними ключами. Полями
«Самолет», «Агрегат», «Конструктивная группа», «Конструктивная
подгруппа», «Деталь», «Критический элемент», «Программа испы-
таний» и «Литература» обеспечиваются связи с внешними ключа-
ми «Код» в одноименных таблицах базы «Словарь». Полем «Номер
свидетельства» организуется связь с внешним ключем поля «Номер
свидетельства» в таблице «Фото_эскизы».
Все поля базы данных индексированы за исключением двух
полей: «Описание повреждения» и «Восстановительный ремонт».
Применение индексирования полей дало возможность ускорить
выполнение запросов и сортировок, так как индекс позволяет сразу
Рис. 4.31. Таблица «Усталостные повреждения»
выполнить запрос по поиску указанной информации без последо-
вательного просмотра всей таблицы. Индексы допускают дубли-
рование данных в таблице «Усталостные повреждения» за исклю-
чением индекса поля первичного ключа «Код», которое является
уникальным полем.
4.6. База данных по повреждениям конструкции 179
Данные в базе представлены в виде двумерной таблицы. При-
мер заполнения таблицы приведен на рис. 4.31. Заполнение полей
можно осуществить как вручную, так и используя соответству-
ющий перечень из «Словаря», который появляется во всплываю-
щем окне. В случае необходимости внесения изменений в таблицу
можно воспользоваться возможностями СУБД Access 2002 доба-
вления новых данных, удаления старых и восстановления тех,
которые были в силу какой то причины испорчены. Для уменьше-
ния числа ошибок при вводе информации поля и для улучшения
представления данных поля базы данных форматированы. Бы-
стрый поиск необходимой информации в таблице данных можно
осуществить с помощью команд «Найти», «Фильтр», «Сортировка».
Команда «Найти» автоматически выполняет поиск по Образцу
информации, которую нужно найти. Команда «Сортировка» вы-
полняет сортировку записей по убыванию или по возрастанию за-
данного столбца. С помощью команды «Фильтр» осуществляется
поиск и вывод на экран информации согласно заданным крите-
риям. При этом создаются мини-таблицы, содержащие только ото-
бранные записи.
Запросы на выборку из базы данных «Устало-
стные повреждения». Запросы на выборку отбирают необ-
ходимые данные из базы данных и выводят на экран результаты,
соответствующие поставленным условиям. В отличие от команды
«Фильтр» запрос можно применить сразу к нескольким таблицам
и представить отобранные записи в необходимом виде.
В базе данных «Усталостные повреждения» сформированы два
вида запросов. В первом типе формируется таблица усталост-
ных повреждений в заданном виде. К этому виду относится за-
прос «Запросповреждения». Структура этого запроса приведена
на рис. 4.32. Как видно из рисунка выборка информации осу-
ществляется из нескольких таблиц. Это таблица из базы «Уста-
лостные повреждения» и таблицы из базы «Словарь». В резуль-
тате выборки формируется новая таблица (рис. 4.33). в которой
в упорядоченном виде приведен перечень повреждений. Для каж-
дого повреждения приведены данные о наработке, размерах повре-
ждения, дате обнаружения, восстановительном ремонте, а также
ссылки на литературу и программу испытаний. Кроме того, в
таблице приведены следующие данные: в каком агрегате, кон-
структивной группе, конструктивной подгруппе и детали обнару-
жено повреждение. Во втором виде запросов формируется гисто-
грамма повреждений. В результате выполнения этого запроса вы-
числяется число повреждений либо в каждом из агрегатов, либо
в каждой из конструктивных групп, либо в каждой из конструк-
тивных подгрупп, либо детали. На рис. 4.34 приведена структура
запроса «Гистограмма_дсталь». Выборка осуществляется из та-
блицы «Усталостные повреждения». Для каждого типа детали вы-
13*
180
Гл. 1. Методы испытании на усталость
Рис. 4.32. Структура запроса «Запрос_повреждения»
Рис. 4.33. Таблица повреждений, выбранных запросом «Запрос_повреждения»
числяется число повреждений. В результате выборки формируется
таблица (рис. 4.35), в которой в упорядоченном виде приведены чи-
сло поврежденных деталей. Сортировка выполнена по агрегатам,
конструктивным группам и конструктивным подгруппам.
4.6. База данных по повреждениям конструкции
181
•____________________________________J
• .1
Огнен» псасйждамм
Л in ffr,
, or •И4*вгъ.ммд¥вы
Д'»-»*» 4«*u'»v, нч
..'»•*» 1-онеггем -p-i•*«
Д'»'»»» 2-<ймтея -p-<v-t*4. »-
Деге обмеру
!>:<твное*пвгь**»* ремонт
11 чер сойдет? wc*ea
зчгпет. бортоесй носр
нл»<гамг»«е агрегата
> онстргктмвкая гр,тгм
Го.ц^г» ТНМНЫ Гк4ДГр>Т«Ы
- -
Рис. 4.34. Структура запроса «Гистограммадеталь»
Рис. 4.35. Гистограмма поврежденных деталей по запросу «Гнстограмма_деталь»
182
Гл. 4. Методы испытаний на усталость
Отчет по данным базы оУсталостные поврежде-
ния». В отчете производится выборка необходимых данных и
представляется в заранее заданной форме. Отчет формируется по
данным запроса «Запрос_повреждения». На рис. 4.36 приведен
Риг. 4.36. Структура отчета «Перечень повреждений»
макет отчета, который определяет расположение информации на
листе отчета и поля информации, которые заполняются данными
из таблиц. В результате выполнения этой функции печатается от-
чет (рис. 4.37), в котором данные представляются в виде перечня
повреждений сгруппированных по агрегатам самолета. В верх-
ней части первой страницы печатается заголовок отчета. После
•1.6. Бала данных пи повреждениям конструкции
183
заголовка отчета следует верхний колонтитул, который затем пе-
чатается на каждой последующей странице. Верхний колонтитул
содержит наименовании столбцов. Далее выводится наименова-
ние агрегата, к которому относятся выбранные записи о повре-
ждениях. После наименования агрегата выводится строка из обла-
сти данных для каждой записи, принадлежащей данному агрегату.
Рис. 4.38. Свидетельство о повреждении
В пределах каждого агрегата повреждения отсортированы по воз-
растающей наработке в полетах. В конце каждой страницы печа-
тается нижний колонтитул, который содержит номер страницы и
общее число страниц, а также дату печати отчета.
Кроме перечня повреждения существует возможность для наи-
более значимых по условиям усталости повреждений конструкции
вывести на печать свидетельство о повреждении (рис. 4.38). На
бланке свидетельства представлена информация о повреждении и
эскиз зоны конструкции с трещиной.
Глава 5
РЕСУРСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
НАТУРНЫХ КОНСТРУКЦИЙ ДОЗВУКОВЫХ
И СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Изложенные выше методы нашли широкое применение в
проведении стендовых испытаний на усталость и живучесть на-
турных конструкций как дозвуковых, так и сверхзвуковых пасса-
жирских самолетов, а также самолетов военного назначения. При-
менение разработанных методов позволяет успешно провести весь
комплекс ресурсных испытаний на одном экземпляре натурной
конструкции и обеспечить своевременное подтверждение проект-
ного ресурса конструкции. В данной главе рассмотрены примеры
испытаний самолетов различного назначения, которые отражают
современные подходы к проведению испытаний на усталость и
живучесть натурных конструкций на этапе их сертификации.
Разработка испытательных стендов и испытания выполнены
специалистами ЦАГИ А.Г. Борозной, С.Н. Лукьяненко, В.С. Дубин-
ским, В.А. Русаковым. В.М. Сином. А.С. Синициным, Л.П. Филип-
киной.
5.1. Ресурсные испытания
широкофюзеляжного самолета Ил-96
Испытаниям подвергался первый серийный экземпляр плане-
ра, который включал крыло с внутренними закрылками и за-
концовками, фюзеляж, стабилизатор, киль, пилоны двигателей,
основные подкрыльевые и подфюзеляжные шасси, а также перед-
нее шасси. Для приложения нагрузок на планере были устано-
влены макетные двигатели и колеса шасси.
Одновременному испытанию на усталость в системе планера
подвергались фюзеляж, крыло, включая внутренние закрылки и
вертикальные законцовки крыла, стабилизатор, киль, основные
подкрыльевые и подфюзеляжная стойки шасси, передняя стойка
шасси, пилоны внутренних и внешних двигателей. Схема кана-
лов нагружения приведена на рис. 5.1. Воспроизведение задан-
ных нагрузок осуществлялось 152-мя каналами электрогидрав-
лического следящего нагружения [121]. Для уменьшения числа
каналов использовались гидроцилиндры двустороннего нагруже-
5.1. Испытания широкофюзеляжного самолета Ил-96
185
ниа которыми воспроизводились нагрузки на крыло, макеты дви-
гателей. шасси и киль.
Циклограммы нагружения крыла, фюзеляжа, киля, стабилиза-
тора, закрылков, подвесок двигателей и шасси в полетном блоке
приведены на рис. 3.5. Полетный цикл включал в себя 13 режимов
нагружения: буксировку, пробу двигателей, разворот, раскрутку
Рис. 5.1. Схема каналов нагружении планера самолета Ил-96
колес, руление, пробег, разбег, взлет, разгон, набор высоты, крей-
серский полет, снижение и посадку. Нагружение при испытаниях
на усталость осуществлялось четырьмя распределениями нагру-
зок по хорде и размаху крыла, которые соответствовали наземным
режимам, взлету с выпушенной механизацией, горизонтальному
полету и посадке с выпущенной механизацией.
Испытания проводились блоком полетных циклов, который от-
ражал распределение и характер чередования нагрузок в эксплу-
атации. Полетный блок объединял 1200 полетных циклов в виде
«замороженной» случайной последовательности и включал один
полетный цикл типа А, 9 типа В, 65 типа С. 435 типа D и 690
типа Е. Полетные циклы типов Е и D группировались в группы 1
и 2. Группы 1 и 2, а также полетные циклы типов С, В и .4 случай-
ным образом чередовались в блоке полетов. Для снижения трудо-
емкости фрактографии рельефов изломов и повышения точности
12 гак123
186 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
построения кривых развития усталостных трещин, полученных
при расшифровке этих изломов, через каждые 1200 полетных ци-
клов реализовалось маркерное нагружение. Структура маркерного
нагружения предусматривала последовательную реализацию деко-
дирующей части, состоящей из полетных циклов типов D и Е.
дополнительных кодовых полетных циклов типа Е и D, а также
основных кодовых полетных циклов типов С и Е [122].
Для воспроизведения переменных нагрузок в полетной пос-
ледовательности на все агрегаты одновременно создан специаль-
ный стенд, схема которого приведена на рис. 5.2. На стенде ре-
Рис 5.2. Стенд ресурсных испытаний планера самолета Ил-96
ализована оригинальная схема нагружения крыла, позволяющая
избежать применения «длинноштоковых» силовозбудителей. При
этой схеме гидроцилиндры, расположенные снизу крыла, закреп-
лены на подвижной платформе, которая в зависимости от проги-
бов крыла занимала два положения (рис. 5.3). Первое положение
соответствовало наземным режимам, второе полетным. Пе-
ремещение платформы осуществлялось восемью каналами неза-
висимого нагружения. Передача усилий на конструкцию крыла
осуществлялась через ложементы, которые размещались в задан-
ных сечениях и обеспечивали свободный доступ к люкам-лазам
(рис. 5.4).
Для нагружения подвесок двигателей использовалось 12 кана-
лов нагружения, которые обеспечивали заданное положение век-
тора тяги, реверса, аэродинамических и инерционных нагрузок
в процессе деформирования крыла. Это достигалось тем, что для
5.1. Испытания широкофюзеляжного самолета Ил-96 187
Риг. 5.3. Подвижная платформа для нагружении крыла самолета Ил-96
Рис. 5.4. Ложементы для двустороннего нагружения крыла самолета Ил-96
12’
188
Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
Рис. 5.5. Система нагружения подвески двигателей самолета Ил-96
Риг. 5 6. Система нагружения закрылков самолета Ил-96
5.1. Испытания широкофюзеляжного самолета Ил-96 189
воспроизведения вектора использовали два гидроцилиндра, уста-
новленные под углом друг к другу (рис. 5.5).
Закрылки фиксировались в выпущенном положении под задан-
ным углом, который оставался неизменным в течение всего полет-
ного цикла. Нагружение каждой секции закрылков осуществля-
лось двумя гидроцилиндрами, расположенными под углом друг к
другу (рис- 5.6).
Нагружение фюзеляжа инерционными нагрузками осуществ-
лялось через специальные узлы, установленные на шпангоутах.
Рис. 5.7. Система нагружения фюзеляжа самолета Ил-96
Распределенная нагрузка вдоль фюзеляжа создавалась рычажной
системой, работающей на растяжение (рис. 5.7).
Нагрузки, действующие на киль и стабилизатор, прикладыва-
лись как к кессону, так и к рулим направления и высоты, кото-
рые фиксировались в нейтральном положении. Нагружение киля
и руля направления осуществлялось рычажной системой двусто-
роннего нагружения (рис. 5.8). Нагружение стабилизатора и руля
высоты осуществлялось рычажной системой одностороннего дей-
ствия (рис. 5.9).
Нагружение стоек шасси осуществлялось усилиями Рх. Ру. Pz,
которые прикладывались ко всем осям колес независимо. Это
позволяло обеспечить воспроизведение всех компонент цикличе-
ского нагружения. Стойки шасси с полностью обжатыми амор-
тизаторами были зафиксированы замками выпущенного положе-
ния. Вертикальные усилия Ру воспроизводились реактивно. Для
190 Гл. 5. Ресурсные испытании натурных конструкций
Рис. 5.8. Система нагружения киля и руля направления самолета Ил-96
Рис. 5.9. Нагружение стабилизатора самолета Ил-96
этого шасси опирались на специальные динамометрические опоры
(рис. 5.10), которые воспринимали вертикальные усилия и не пре-
пятствовали деформированию шасси от действия усилий в боко-
вом Рг и продольном Рг направлениях.
Система воспроизведения циклических наддувов фюзеляжа
воздухом была оборудована аварийной защитой и устройствами.
5.1. Испытания широкофюзеляжного самолета Ил-96
191
Рис. 5.10. Нагружение подфюзеляжной основной стойки шасси самолета Ил-96
Рис. 5.11. Защитные кольца для предотвращения взрывного разрушения гермо-
фюзеляжа самолета Ил-96
192
Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
предотвращающими взрывное разрушение гермофюзеляжа [123].
В воздушную трассу был установлен водяной затвор, не допускаю-
щий заброса давления в фюзеляже более чем на 0.005 МПа. С це-
лью предотвращения взрывного разрушения были использованы
защитные кольцевые элементы, смонтированные на внешней по-
верхности фюзеляжа (рис. 5.11). Для обеспечения безопасности
обслуживающего персонала от возможного разлета элементов кон-
струкции фюзеляжа объект был помещен в специальную камеру.
Дли экономии расхода сжатого воздуха при наддувах внутреннее
пространство гермофюзеляжа примерно на 50% было заполнено
блоками из полистирола. Блоки-заполнители устанавливались
внутри фюзеляжа на специальных тележках, позволяющих пере-
мещать блоки при проведении дефектоскопического контроля.
Для уравновешивания самолета в наземных и полетных кон-
фигурациях в продольном и боковом направлениях, а также по
рысканию, в носовой и хвостовой частях фюзеляжа установлены
Рис. 5.12. Уравновешивающий в продольном направлении канал в носовой части
самолета Ил-96
специальные каналы. На рис. 5.12 показан канал в носовой ча-
сти фюзеляжа для уравновешивания в продольном направлении.
Для уравновешивания в боковом направлении и по рыскании» в
хвостовой части фюзеляжа установлены дополнительные каналы
(рис. 5.13).
5.1. Испытания гпирокофюзеляжного самолета И.ч-Об
193
Риг. 5.13. Уравновешивающий в поперечном направлении канал в хвостовой
части фюзеляжа самолета Ил-96
Управление циклическим нагружением конструкции осущест-
влялось многоканальной системой управления электрогидравли-
ческим следящим нагружением (рис. 5.14). Система обеспечивала
воспроизведение заданных нагрузок, аварийную разгрузку и ста-
билизацию планера в стенде.
Аварийное отключение нагружения и разгрузка планера осу-
ществлялись в следующих ситуациях:
превышение нагрузки по любому из каналов нагружения
выше заданного уровня;
превышение давления в фюзеляже выше заданного;
превышение допустимых прогибов конструкции планера:
срабатывание датчиков встроенного контроля при разгер-
метизации фюзеляжа;
нарушение равновесия планера;
отключение общего электрического питания при выходе из
строя стабилизированных источников питания;
выход из строя источников гидропитания.
Стабилизация планера в стенде предназначалась для предот-
вращения возможного перемещения его в продольном, боковом и
вертикальном напралениях. а также поворота по тангажу, по ры-
канию и крену из-за накопления ошибок по каналам независимого
управления нагружением или при выходе из строя отдельных ка-
налов нагружения.
194
Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
Рис. 5.14. Система автоматического управления многоканальным нагружением
Кроме многоканальной системы, предназначенной для воспро-
изведения заданных нагрузок, стенд был оснащен информацион-
но-измерительной системой сбора и обработки информации, систе-
мой оперативного контроля нагрузок в темпе испытаний, системой
дефектоскопического контроля и другими системами обеспечения
функционирования стенда.
Для подтверждения расчетного обоснования ресурса в начале
испытаний на усталость проводились тензометрия, конечно-эле-
ментный расчет и сравнительный анализ напряженного состоя-
ния конструкции. Расчет и тензометрия проводились при нагруз-
ках стендовой программы нагружения. Тензометрия проводилась
в контрольных сечениях крыла и фюзеляжа, а также зонах кон-
струкции значимых по условиям усталости. В процессе испы-
таний на усталость в случае обнаружения повреждения с целью
анализа причин его появления проводились конечно-элементный
расчет и местная тензометрия зон аналогичных поврежденной.
Для своевременного обнаружения усталостных трешин в про-
цессе испытаний с целью предотвращения значительных разруше-
ний конструкции применялась система дефектоскопического кон-
троля, включающая средства визуального, инструментального и
встроенного контроля. Осмотры проводились в соответствии с
разработанным регламентом дефектоскопического контроля для
различных зон конструкции. Периодичность осмотров различ-
ных зон (200, 100, 600, 1200, 2400 и 3600 полетных циклов) была
определена на основе оценок размеров допустимых размеров тре-
щин и длительности усталостного роста трещин в пределах этих
5.2. Тепловые усталостные испытания самолета Ту-144 195
размеров. Для снижения трудоемкости контроля применялась си-
стема встроенного контроля, которая использовалась для выявле-
ния усталостных трещин и определения скорости их роста в зонах
конструктивных нерегулярностей, таких как продольные и попе-
речные стыки панелей крыла, фюзеляжа, большие вырезы и др.
Испытания на усталость были проведены в объеме трех про-
ектных ресурсов. На первом этапе проведены усталостные испы-
тания в объеме двух проектных ресурсов. На втором этапе на
конструкцию крыла и фюзеляжа наносились искусственные повре-
ждения надежно обнаруживаемого размера и исследовалось разви-
тие повреждений в процессе наработки дополнительного проект-
ного ресурса. Повреждения одновременно наносились в наиболее
нагруженных зонах крыла и фюзеляжа. Перед нанесением по-
вреждения выполнялась тензометрия, по результатам которой
выполнялся расчетный прогноз развития повреждения. Надрез
конструкции выполнялся пилой. Концы надреза заострялись на
глубину примерно 5 мм и шириной не более 0.15 мм. Такое за-
острение обеспечивало быстрое зарождение трещины после вы-
полнения надреза. Слежение за развитием трещин осуществля-
лось при помощи автоматической системы и фольговых датчиков,
которые монтировались в вершине трещины. Рост усталостной
трещины регистрировался дискретно с шагом 3 мм.
5.2. Тепловые усталостные испытания гермофюзеллжа
сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144
Анализ влияния на усталость конструкции самолета Ту-144
повреждающих факторов, вызванных действием нагревания кон-
струкции в сверхзвуковом полете, показал, что нагревание оказы-
1(ентропаанная часть
фюзеляжа
Рис. 5.15. Схема членения фюзеляжа самолета Ту-144
вает наибольшее влияние на конструкции! гермофюзеллжа. Это
обусловило необходимость проведения тепловых усталостных ис-
пытаний конструкции гермофюзеляжа самолета Ту-144. С целью
196 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
упрощения испытательных стендов были проведены испытания
на усталость с воспроизведением циклического нагрева конструк-
ции трех объектов: средней части фюзеляжа (СЧФ). передней ча-
сти фюзеляжа (ПЧФ) и ценропланной части фюзеляжа (ЦЧФ)
(рис. 5.15). Объект СЧФ включал среднюю часть гермофюзеляжа
с топливным баком. Объект ПЧФ включал переднюю часть гермо-
фюзеляжа с кабиной пилотов. Объект ЦЧФ включал центроплан-
ную часть фюзеляжа и центроплан крыла. Рассмотрим испыта-
ния двух объектов: ПЧФ и СЧФ, при испытаниях которых были
реализованы наиболее распространенные конвективный и инфра-
красный методы нагревания [121].
5.2.1. Тепловые усталостные испытания средней части фюзе-
ляжа сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144. Натурная
конструкция средней части гермофюзеляжа самолета Ту-141 со-
держала герметическую часть фюзеляжа и топливный кессон-бак.
Герметическая часть СЧФ включала панели обшивки, подкреплен-
ные стрингерным набором, рядовые шпангоуты, входные двери.
Рис. 5.16. Схема средней части фюзеляжа самолета Ту-144
иллюминаторы и гермоднища. Конструкция СЧФ была выполнена
по серийной технологии. Схема средней части фюзеляжа самолета
Ту-144 приведена на рис. 5.16.
Для моделирования в стендовых условиях эксплуатационного
цикла переменного нагружения и нагревания был разработан по-
летный цикл, который приведен на рис. 5.17. Полетный цикл на-
гружения и нагревания включал циклическое нагружение, наддув
герметического отсека, нагрев и охлаждение герметической части,
а также заполнение и слив из кессон-бака горячим и холодным
имитатором топлива. В результате исследований температурного
5.2. Тепловые усталостные испытания самолета Ту-141 197
и напряженного состояний конструкции [125] и применения подхо-
дов. рассмотренных в предыдущем параграфе, было разработано
два варианта полетных циклов: «натурный полет» и «сокращен-
ный цикл». В «натурном полете» температура обшивки, давление
Риг -5.17. Полетный цикл нагружения и нагревания средней части фюзеляжа
самолета Ту-144
в гермоотсеке и кессон-баке, а также уровень имитатора в кессон-
баке, изменялись по законам, по которым они изменяются в ти-
повом полете. Длительность такого цикла соответствовала сред-
ней длительности типового полета. В «сокращенном цикле» по
сравнению с типовым полетом повышена температура обшивки,
увеличены темпы нагрева и охлаждения, кессон-бак попеременно
заполняется горячим и холодным имитатором топлива. Длитель-
ность такого цикла была уменьшена в 4 раза.
Для реализации полетных циклов был создан специальный
стенд ,126], блок-схема которого приведена на рис. 5.18. Испыты-
ваемый объект размещался в рабочей части установки (рис. 5.19).
Объект закреплялся шарнирно на силовой раме. Для приложе-
ния изгибающего момента к торцам крепились силовые плиты с
фермой для крепления силовозбудителя.
На стенде были реализованы инфракрасный метод нагрева-
ния и конвективный метод охлаждения конструкции. Параметры
системы нагревания и охлаждения конструкции были выбраны на
основе математического моделирования тепловых процессов в ра-
бочей части [127]. Характеристики систем были подтверждены по-
следующими экспериментальными исследованиями фактических
параметров установки [128]. Нагревание конструкции осуществля-
198
Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
1 2 3 4 5
1'ис. 5.18. Блок-схема стенда тепловых усталостных испытаний СЧФ Ту-144:
I — СЧФ; 2 инфракрасные кварцевые лампы накаливания; 3 экран; 4 рабочая
часть; 5 воздуховоды; 6 вентилятор; 7 направляющий аппарат; X испарительно-
смесительная камера; 9 сосуды с жидким азотом; 10 фреоновые компрессоры; II
испарительно-конденсаторный агрегат; 12 - насос; 13 баки подготовки им ига юра
топлива; /4 теплообменник; /5 гидроцилинлр
Рис. 5.19. Рабочая часть стенда тепловых усталостных испытаний СЧФ Ту-144
5.2. Тепловые усталостные испытания самолета Ту-144 199
лось инфракрасными кварцевыми нагревателями накаливания,
снабженными экраном. Электрическое питание нагревателей
осуществлялось тиристорными преобразователями, которые обес-
печивали подачу регулируемой электрической мощности. Для
уменьшения перепада температуры по высоте и длине объекта
нагреватели объединялись в независимые зоны. С целью затруд-
нения конвективного теплообмена между зонами в продольном на-
правлении устанавливались перегородки. Заданный закон изме-
нения температуры в зоне отслеживался по показанию термопары,
установленной в характерной зоне конструкции.
Охлаждение конструкции осуществлялось конвективным ме-
тодом. Для его реализации в кольцевом зазоре между поверх-
ностью объекта испытаний и экранами нагревателей продувался
охлажденный воздух. Поток воздуха создавался системой возду-
ховодов и вентилятором большой производительности. Для со-
здания одинаковых скоростей потока по периметру объекта испы-
таний рабочая часть была разделена продольными каналами, на
входе в которые устанавливались регулируемые заслонки. Поток
воздуха охлаждался либо в теплообменнике, либо в испарительно-
смесительной камере. Вначале режима охлаждения поток воздуха
проходил через теплообменник, где он охлаждался за счет тепло-
ст,ема на трубках, по которым протекал охлажденный теплоноси-
тель. Теплоноситель подавался из баков, в которых он охлаждался
за счет его циркуляции через испаритель фреоновой холодильной
установки. Для более глубокого охлаждения до отрицательных
температур поток воздуха проходил через испарительно-смеси-
тельную камеру. В камеру подавался жидкий азот, который при
помощи специальных форсунок распылялся в потоке, смешивался
с воздухом и охлаждал его до отрицательных температур. Воз-
душно азотная смесь, проходя через рабочую часть, охлаждала
конструкцию до отрицательных температур.
Кессон-бак попеременно заполнялся подогретым и охлажден-
ным имитатором топлива. Заполнение и слив имитатора топли-
ва осуществлялись центробежными насосами большой производи-
тельности. В целях обеспечения пожаробезопасности в качестве
имитатора топлива использовалась кремнеорганическая жидкость
с высокой температурой воспламенения [129]. Нагрев и охлажде-
ние имитатора топлива осуществлялись в баках его подготовки.
Нагрев осуществлялся трубчатыми электрическими нагревателя-
ми. Охлаждение имитатора топлива осуществлялось за счет его
циркуляции через испаритель фреоновой холодильной установки.
Циклический наддув гермоотсека осуществлялся системой над-
дува, которая обеспечивала подачу сжатого воздуха, поддержание
постоянного давления и сброс давления. Для предотвращения
превышения избыточного давления заданного значения в системе
наддува был установлен гидравлический затвор.
2(Ю Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
Циклическое нагружение осуществлялось гидравлическими
с иловозбудителями.
Все процессы были автоматизированы. Система автоматиче-
ского управления обеспечивала воспроизведение заданных зако-
нов изменения нагрузки, температуры обшивки, давления в гер-
моотсеке. уровня имитатора топлива в кессон-бакс, контроль вы-
полнения заданных режимов и аварийный останов испытаний в
случае выхода любого из контролируемых параметров за допусти-
мые пределы. Система автоматического управления обеспечивала
также работу технологических систем: системы подготовки ими-
татора топлива, фреоновой холодильной установки, системы по-
дачи жидкого азота.
В процессе подготовки и проведения испытаний была вырабо-
тана процедура, которая включала следующие этапы:
расчет температурного и напряженного состояния конструк-
ции по профили» типового полета;
расчетная оценка долговечности, длительности развития ус-
талостных трещин, критических размеров трещин с учетом дей-
ствия повышенной температуры;
формирование ускоренного полетного цикла переменного на-
гружения и нагревания конструкции;
анализ дефектоскопической технологичности конструкции
и разработка регламента контроля при испытании;
проведение термо-тензометрии конструкции в зонах значи-
мых по условиям усталости, сравнение результатов обработки с
данными расчета;
тепловые усталостные испытания с воспроизведением уско-
ренного полетного цикла, в процессе которых выполняются:
• контроль нагрузок и температур с целью анализа погрешно-
стей испытаний;
• дефектоскопический контроль конструкции;
• анализ причин усталостных разрушений в случае их обнару-
жения.
В процессе испытаний были обнаружены усталостные трещи-
ны в шпангоутах, лучах гермоднища и зализе. Эксперименталь-
ные исследования их напряженного состояния показали, что ве-
личина температурных напряжений соизмерима с напряжениями
от избыточного давления 130). Проведенный анализ показал, что
температурные напряжения, суммируясь с напряжениями от из-
быточного давления, привели к раннему появлению усталостных
трещин.
5.2.2. Тепловые усталостные испытания передней части фюзе-
ляжа сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144. Передняя
часть фюзеляжа (ПЧФ) самолета Ту-144 содержала кабину пило-
тов, часть пассажирского салона и переходный отсек. Конструкция
ПЧФ включала нишу переднего шасси, аварийный люк. входные
5.2. Тепловые усталостные испытания самолета Ту-1-М 201
двери, иллюминаторы, панели обшивки со стрингерным набором,
рядовые и силовые шпангоуты. Каркас был выполнен из набора
стрингеров, балок и кольцевых шпангоутов. Стрингеры в количе-
стве 42 штук установлены с шагом 120 мм. Шпангоуты устано-
влены с шагом 435 мм. Обшивка изготовлена из листа толщиной
(гг 1.2 до 2,5 мм в местах крепления стрингеров и шпангоутов. Пе-
реход толщины обеспечен химическим фрезерованием. Материал
конструкции ПЧФ АК-4-1Т1. Конструкция ПЧФ была выполнена
по серийной технологии. Для моделирования температурного поля
на о&ьекте испытаний были установлены тепловые макеты откло-
няемой носовой части и передней части крыла. Переходный от-
сек был усилен на 20% по жесткости по сравнению с исходной
Рис. 5.20. Схема передней части фюзеляжа самолета Ту-144
конструкцией фюзеляжа. Усиление позволяло уменьшить вероят-
ность появления усталостных трещин в переходном отсеке в про-
цессе усталостных испытаний. Схема передней части фюзеляжа
самолета Ту-144 приведена на рис. 5.20.
С целью моделирования переменного нагружения и нагрева-
ния конструкции в типовом полете был сформирован полетный
цикл нагружения и нагревания, структура которого приведена
на рис. 5.21. Конструкция подвергалась циклическому нагруже-
нию. наддуву и нагреванию. Переменные нагрузки моделирова-
ли переменное нагружение конструкции фюзеляжа инерционными
нагрузками при движении самолета по аэродрому на режимах раз-
бега,’ взлета, набора высоты, разгона, крейсерского полета, сни-
жения, посадки и пробега. В герметической части фюзеляжа со-
здавалось избыточное давление, которое соответствовало перепаду
202 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
давления между давлением в пассажирском салоне и атмосферой
при полете самолета на крейсерском режиме. Цикл нагревания
моделировал нагревания конструкции в типовом полете на режи-
мах разгона, крейсерского полета и торможения. Темпы нагрева и
охлаждения на нестационарных режимах соответствовали темпам
нагрева и охлаждения на режимах разгона и торможения типового
Л//10. кНм
Рис. 5.21. Структура полетного цикла нагружения и нагревания передней части
фюзеляжа самолета Ту-1+4
полета. Крейсерский режим был сокращен. Для моделирования
повреждающих воздействий от длительного действия повышенной
температуры температура конструкции на режиме выдержки была
повышена по сравнению с температурой крейсерского полета.
Для проведения испытаний с воспроизведением цикла тепло-
обмен был создан стенд тепловых усталостных испытаний «Цикл»
(рис. 5.22). Схема стенда приведена на рис. 5.23. Передняя часть
фюзеляжа крепилась консольно к силовой раме в рабочей части
стенда. Для осмотров конструкции ПЧФ рабочая часть была вы-
полнена разъемной. Крепление ПЧФ осуществлялось торцевым
угольником к силовой плите, которая обеспечивала герметичность
объекта испытаний. В плите были патрубки, через которые осуще-
ствлялся подвод и сброс сжатого воздуха и жгуты проводов для тен-
зодатчиков. Для приложения нагрузок к бортам фюзеляжа были
приклепаны ленты, к которым крепились тяги рычажной системы.
5.2. Тепловые усталое гные испытания самолета Ту-144
203
Риг. 5.22. Общий вид стенда тепловых усталостных испытаний передней части
фюзеляжа самолета Ту-144
Риг. 5.23. Схема стенда тепловых усталостных испытаний передней части фю-
зеляжа самолета Ту-144
204
Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкнии
С целью предотвращения возможности перегрева конструкции
в процессе длительных испытаний на стенде был реализован
конвективный метод нагрева. Параметры воздушного тракта,
центробежного вентилятора, электрического нагревателя, тепло-
обменника и холодильной установки были выбраны в результате
математического моделирования и экспериментальных исследова-
ний тепловых режимов установки [131, 132]. Блок-схема стенда
«Цикл» приведена на рис. 5.24. Испытываемая конструкция ПЧФ
Рис. 5.24. Блок-схема стенда тепловых усталостных испытаний передней части
фюзеляжа самолета Ту-144:
1 электродвшатель; 2 — теплообменник; 3 — воздуховоды; 4 — гидропилиндр с ди-
намометром; 5 рычажная система; 6— передняя часть фюзеляжа; 7 рабочая часть;
X вентилятор
устанавливалась в рабочей части стенда. Между обшивкой кон-
струкции ПЧФ и теплоизолированными стенками рабочей части
был образован кольцевой канал, по которому продувался горячий
либо холодный поток воздуха. Поток воздуха циркулировал по за-
мкнутому контуру, в обратном тракте которого были установлены
теплообменник для охлаждения воздуха и электрический подогре-
ватель. Поток воздуха создавался центробежным вентилятором.
5.2. Тепловые усталостные испытания самолета Ту-144 205
Системой заслонок поток воздуха направлялся либо через тепло-
обменник, в котором он охлаждался, либо через электрический на-
греватель, в котором он нагревался. Для компенсации потребного
объема воздуха в замкнутом контуре при его нагреве и охлажде-
нии воздушный тракт в сечении с нулевым давлением соединялся
с атмосферой.
Электрический нагреватель [133] состоял из нихромовых тру-
бок. которые нагревались за счет прохождения электрического
тока. Электрическое питание осуществлялось от установки ре-
гулируемой мощности УРЭН.
В теплообменнике охлажденный фреон-30 циркулировал по
медным трубкам, а в межтрубном пространстве продувался поток
воздуха. Охлаждение фреона-30 происходило в испарителе холо-
дильной установки.
Циклическое нагружение осуществлялось многоканальной си-
стемой. Каналы нагружения размещались вдоль обоих бортов пе-
редней части фюзеляжа. Один из каналов создавал вертикальное
усилие на стойку переднего шасси. Каждый из каналов включал
рычажную систему, которая обеспечивала заданное распределение
нагрузок на объект испытаний, гидроцилиндр, динамометр, ре-
гулятор. Программно-задающее устройство формировало сигнал
управления каждому каналу и контролировало его выполнение.
Циклическое изменение избыточного давления в герметичес-
кой части объекта испытаний создавалось системой наддува. Си-
стема включала управляемые клапаны, датчики давления, регу-
ляторы и гидравлический затвор. Закон изменения давления в
гермоотсеке при наддуве и сбросе давления не регулировался. На
крейсерском режиме давление автоматически поддерживалось по-
стоянной величиной. Для предотвращении возможности превы-
шения давлением допустимого уровня в системе устанавливался
водяной затвор.
Многоканальная система автоматического управления обеспе-
чивала формирование задания, управление, контроль и аварий-
ную защиту в процессе воспроизведения циклического нагрева-
ния. нагружения и наддува конструкции ПЧФ самолета Ту-144.
Проведенные испытания на усталость позволили выявить зна-
чимые по условиям усталости элементы конструкции гермофю-
зеляжа сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144. К таким
элементам относятся окантовки вырезов багажного люка, ниши
переднего шасси, аварийных и входных дверей, а также попереч-
ные стыки обшивок и стрингеров. Проведенный анализ причин
усталостных трещин в перечисленных элементах показал, что су-
щественный вклад в усталостное повреждение этих элементов вне-
сли температурные напряжения.
После завершения усталостных испытаний проведены испыта-
ния на остаточную прочность. Дополнительно к усталостным тре-
206 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
шинам, полученным при усталостных испытаниях, на конструк-
ции» ПЧФ наносились искусственные повреждения в наиболее
нагруженных зонах. Обшивку ПЧФ повреждали в верхней части
в продольном и поперечном направлениях. В продольном напра-
влении обшивку распилили вместе со шпангоутом в обе стороны
от него. Длина пропила составляла 780 мм. В поперечном на-
правлении обшивку распилили в верхней части фюзеляжа вместе
со стрингером в обе стороны. Длина пропила составила 240 мм.
Распилили верхние углы окантовок аварийной двери, располо-
женной между шпангоутами, и иллюминатора, расположенного
между шпангоутами. Длина пропилов окантовки двери составляла
145 мм, окантовки иллюминатора 157 мм. Повреждения, ими-
тирующие усталостные трещины, выполняли ножовочным полот-
ном толщиной 0,7 мм. Законцовку повреждений на длине 5 мм
выполняли алмазной пилой толщиной 0,3 мм. В вершинах повре-
ждений монтировали фольговые датчики трещин.
Для предотвращения взрывного разрушения при испытании
наддувом на фюзеляже устанавливалось специальное защитное
устройство [134]. Устройство представляло собой кольцевые эле-
менты, состоящие из трех витков холоднокатаной ленты шириной
90 мм и толщиной одного слоя 1 мм. Кроме того, для остановки
трещины на стадии лавинообразного развития применялся метод
локального нагрева. Для этой цели на предполагаемом пути разви-
тия трещины на удалении от ее вершины устанавливались блоки
инфракрасных нагревателей, при помощи которых нагревали об-
шивку.
Испытания проводились в два этапа. На первом этапе при-
ложили нагрузку, которая соответствовала эксплуатационной на-
грузке. Па втором воспроизводили избыточное давление в гермо-
фюзеляже. Наддув выполняли ступенями с шагом ЮкПА. При
давлении 12кПа продольный распил длиной 780мм увеличился
на 30 мм, а распил угла окантовки аварийной двери длиной 145 мм
увеличился на 5 мм. При давлении 63 кПа распил угла окантовки
иллюминатора длиной 157 мм увеличился на 5 мм.
Результаты проведенных испытаний на усталость и живучесть
позволили разработать регламент дефектоскопического контроля
и методы восстановительного ремонта элементов конструкции с
ограниченной долговечностью, что обеспечило безопасную эксплу-
атацию сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144.
5.3. Испытания на усталость конструкции
маневренного самолета Су-27
Испытаниям на усталость подвергался третий серийный
экземпляр планера самолета Су-27. Испытанию на усталость в
системе планера подвергались фюзеляж, крыло с отклоняемыми
носками и флаперонами, передняя и основные стойки шасси.
5.3. Испытания на усталость конструкции самолета Су-27 207
замки выпущенного и убранного положений шасси, крюк тормоз-
ного парашюта, подвеска двигателей, тормозной щиток, верти-
кальное и горизонтальное оперении, кабина пилота и топливные
баки. Испытания носили комплексный характер, так как в про-
цессе испытаний циклически нагружались все агрегаты в после-
довательности, соответствующей профилю полета таким образом,
чтобы полностью была воспроизведена передача нагрузок агрега-
тов на узлы их крепления к смежным агрегатам. Для этого ис-
пытаниям на усталость одновременно подвергались следующие
агрегаты:
на наземных режимах шасси, двигатель, крюк тормоз-
ного парашюта, створки шасси, замки выпущенного положения
стоек шасси, отклоняемые носки и флапероны;
на полетных режимах крыло, фюзеляж, флапероны, от-
клоняемые носки, замки убранного положения стоек шасси, двига-
тель, тормозной щиток, вертикальное и горизонтальное оперения,
кабина пилота и топливные баки.
Нагружение осуществлялось блоком полетных циклов, при
формировании которого все упражнения курса учебно-боевой под-
готовки были объединены в три группы, включающие близкие
по характеру исполнения и нагруженности упражнения. Каж-
дая группа характеризовалась своей двумерной плотностью веро-
ятности максимумов и минимумов циклов перегрузки пу, часто-
той повторений в эксплуатации и средним числом экстремумов
перегрузки в одном полете. Предполагалось, что каждое упраж-
нение выполняется при одном аэродинамическом распределении,
определяемом сочетанием скорости и высоты полета. Для каждой
группы при положительной перегрузке были определены базовые
режимы и соответствующие им аэродинамические распределения
для крыла.
Нагружение самолета моделировалось блоком из 120 полетных
циклов. В 12 полетных циклах встречалась отрицательная пере-
грузка. В полетных циклах в зависимости от перегрузки было
предусмотрено отклонение носков и флаперонов. Аэродинамиче-
ские силы на носки и флапероны в процессе их движения и в лю-
бом фиксированном положении прикладывались перпендикулярно
плоскости хорд. Равнодействующее усилие, действующее на гори-
зонтальное оперение, являлось функцией от перегрузки в центре
тяжести самолета. Задавалось три аэродинамических распределе-
ния нагрузок на горизонтальное оперение. В шести полетах ими-
тировалось отклонение тормозного щитка. Силу прикладывали
перпендикулярно поверхности щитка. При наличии нагрузки на
Щитке увеличивали и нагрузку на вертикальное оперение (ВО).
В остальных случаях нагрузка на ВО была пропорциональна углу
атаки (т.е. определялась вертикальной перегрузкой) и направля-
лась к оси самолета. В каждом полетном цикле происходил наддув
208 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
топливных баков и кабины летчика, одновременно прикладыва-
лась нагрузка на кабину пилота.
Переменное нагружение планера осуществлялось 90-ми кана-
лами электрогидравличсского нагружения, схема которых приве-
Рис. 5.25. Схема каналов нагружения планера самолета Су-27
дена на рис. 5.25. Анализ аэродинамических распределений по
профилю полета показал, что для консоли крыла необходимо ре-
ализовать 5 основных распределений. Для того чтобы воспроиз-
5.3. Испытания на усталость конструкции самолета Су-27 209
вести все эти распределении, нагружение консоли крыла осуще-
ствляли 24 каналами. Растягивающее усилие каждого канала раз-
давалось на верхнюю поверхность крыла при помощи рычажных
систем. В связи с тем, что во время нагружения крыла носок
и флаперон отклонялись, а усилия действующее на них должны
быть перпендикулярны их хорде как в убранном, так и откло-
ненном состояниях, то нагружение осуществлялось парами кана-
лов (рис. 5.26). Это позволяло получить требуемую величину и
Рис. 5.26. Схема нагружения носков и флаперонов крыла самолета Су-27:
I гидроцнлннлры; 2 рычажная система; 3 — флапероны; 4 — носки; 5 силовой
греугольнин; 6 тенмдинамоыетры
направление равнодействующей силы на каждом режиме полет-
ного цикла. Для воспроизведения аэродинамических нагрузок на
крыло при отрицательной перегрузке каналы размешались снизу
крыла. Усилия каждого канала прикладывались к узлам крепле-
ния подвесок, что минимально «затеняло» нижнюю поверхность
крыла для осмотра. Для уравновешивания вертикальных усилий
в полетных режимах было предусмотрено 5 каналов нагружения
фюзеляжа вниз. В каждом полетном цикле на наземных режимах
нагружались передняя и основные стойки шасси вертикальными
усилиями Ру, осевыми усилиями ±РХ и боковыми усилиями ±Р
Для этого 9 каналов нагружения размешались по каждой оси ма-
кетов колес в направлении полета, а также в боковом и вертикаль-
ном направлениях. Эти усилия уравновешивались усилиями на
макетный двигатель и крюк тормозного парашюта. На наземных
режимах также нагружались отклоняемый носок усилием —Ру и
флаперон силой +Ру. При этом носок отклонялся на 29°, а флапе-
рон на 20°. Для воспроизведения инерционных нагрузок под-
весок двигателей каналы размещались в центрах масс двигателей.
15zak 123
210 Гл. 5. Ресурсиьи* испытания натурных конструкции
Распределение нагрузки на ВО по размаху и хорде было обеспечено
тремя каналами нагружения, усилия которых через рычажную си-
стему передавались на два киля одновременно. Это стало возмож-
ным, так как в типовом полете оба киля нагружались только в
сторону оси самолета. Распределение нагрузок на горизонтальное
оперение воспроизводилось одним каналом на верхней поверхно-
сти и двумя каналами на нижней поверхности.
Воспроизведение квазислучайной программы нагружения,
включающей большое количество экстремумов, осуществлялось с
помощью системы многоканального электрогидравлического на-
гружения, управляемой мини ЭВМ. Функциональная структура и
аппаратурная реализация разработанной системы управления от-
вечала всем требованиям к автоматизированным системам для
прочностных испытаний натурных авиационных конструкций.
Программно-задающий комплекс системы обеспечивал формиро-
вание и контроль аналоговых сигналов, дискретных команд и со-
держал процессор, дисковую память, печатающее устройство и ин-
терфейс. Последний включал устройства цифро-аналогового (ЦАП)
и аналого-цифрового (АЦП) преобразований, приема и выдачи дис-
кретных команд, ввода-вывода кодовых сигналов. ЦАПы были
связаны с программными входами регуляторов электрогидравли-
ческого следящего привода каналов нагружения. Каждый канал
нагружения представлял собой электрогидравлический следящий
привод четырех кромочного регулирования с дифференциальным
(одноштоковым) гидроцилиндром и обратной связью по силе на
штоке гидроцилиндра. Для гидравлической защиты от перегрузки
служили предохранительные клапаны, подключенные к нагружа-
ющим полостям гидроцилиндров. Каналы нагружения шасси по
осям х и z в отличие от остальных каналов могли воспроизво-
дить знакопеременные усилия. Усилия на конструкцию переда-
вались через шарнирные узлы. Применение каналов двусторон-
него нагружения позволило сократить число потребных каналов.
Для защиты от превышения как тянущего, так и толкающего
усилий гидропривод представлял собой комбинацию гидроприво-
дов четырех- и двухкромочного регулирования. При уборке штока
гидропривод работал по схеме четырехкромочного регулирования.
Рабочая жидкость из напорной магистрали поступала в штоко-
вую полость гидроцилиндра и вытеснялась из бесштоковой через
щели золотника агрегата управления. При выпуске штока рабо-
чая жидкость поступала в бесштоковую полость через золотни-
ковую щель, а из штоковой вытеснялась в напорную магистраль
через обратный клапан и гидрокран, который в рабочем состоянии
открыт. Гидропривод автоматически становился двухкромочным.
Это позволило предотвратить перегрузки, которые могли быть на
переходных процессах при включении гидропривода. Помимо пре-
имущества, связанного с обеспечением аварийной разгрузки и ча-
\1M I 1111/ t t *n Z . . . 4^-
5.3. Испытания на усталость конструкции самолета Су-27 211
стично гидравлической защиты, гидропривод комбинированного
регулирования по сравнению с гидроприводом четырехкромочного
регулирования имел более высокий КПД. Динамические характе-
ристики такого гидропривода были лучше в результате отсутствия
разрыва струи потока и скачков давления в бесштоковой полости
гидроцилиндра при переходе от уборки к выпуску штока и наобо-
рот [135].
Система автоматического управления многоканальным нагру-
жением включала набор блоков, которые выполняли следующие
функции.
ПЗК программно-задаюший комплекс. Формирование сиг-
налов задания, подаваемых на входы регуляторов, измерение сиг-
налов обратной связи, отображение процесса нагружения. Реали-
зован на мини ЭВМ.
БЗС блок запуска стенда. Выбор режима работы (автома-
тический или ручной), включение и отключение агрегатов упра-
вления, формирование команды «аварийная разгрузка» через ги-
дрокраны, выдача звуковых сигналов при аварийных остановках
стенда и выдача предупредительного оповещения. В блоке устано-
влен электромеханический счетчик числа отработанных полетных
циклов.
БРУ блок ручного управления. Локальное включение агрега-
тов управления, аварийных кранов и задание нагрузки с помощью
потенциометров при пуско-наладочных работах на стенде.
БН блок наддува. Управление агрегатами пневмопульта
позиционной системы наддува топливных баков и гермокабины.
Предусмотрено три режима работы: программный наддув, ручное
управление при наладке и тензометрии, автономный циклический
наддув для проведения независимых испытаний баков (без нагру-
жения планера).
БЗМ блок запуска маслонасосной станции (МНС). Подклю-
чен параллельно к пульту управления МНС. Предусмотрены раз-
дельное включение и отключение основных и вспомогательных
насосов, дискретное управление подачей основных насосов, инди-
кация величины давления в напорном коллекторе, уровня и тем-
пературы рабочей жидкости в баках.
БКП блок коррекции положения планера. Формирование
корректирующих сигналов, подаваемых на специальные входы ре-
гуляторов при отклонении планера в процессе испытаний от задан-
ного положения.
ПС панель состояний. Выдача команд ня интерфейс ПЗК:
пуск по программе, стоп, пауза, продолжение программы, посег-
ментная отработка программы, увеличение и уменьшение дли-
тельности сегментов.
Ы1Д блоки предельных детекторов. Зашита по превыше-
нию нагрузок по сравнению с максимальными заданными. Реа-
14zak123
212 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
лизуется сравнением на компараторах сигналов обратной связи с
предварительно выставляемыми уставками.
БДО блоки детекторов ошибки. Зашита по превышению
допустимой величины рассогласования между сигналами задания
и обратной связи. Реализуется на компараторах.
БЗК блок зашиты по концевым выключателям. Защита по
превышению допустимых перемещений испытываемой конструк-
ции и штоков гидроцилиндров нагружения. Датчиками являются
концевые электроконтактные выключатели.
БИС блоки индикации сигналов обратной связи. Визуали-
зация сигналов обратной связи посредством приборов со стрелоч-
ными или световыми указателями.
БИ блоки инверторов. Инвертирование сигналов обратной
связи, подаваемых на АЦП интерфейса.
БКС блок коммутации сигналов. Поочередное подключение
к АЦП одного из каждой пары каналов нагружения, объединенных
по принципу травного сигнала».
БИ блоки питания. Специализированные и стандартные
источники электропитания электронных и электромеханических
устройств стенда.
Комплексные испытания планера самолета потребовали не-
прерывного контроля нагруженности испытуемой конструкции.
Нагруженность планера в каждом полетном цикле оценивали по
«эквиваленту», под которым понимали отношение усталостного
повреждения текущего полетного цикла к усталостному поврежде-
нию эталонного полетного цикла. Для оценки «эквивалента» ис-
пользовалась системы непрерывного контроля, которая считывала
усилия с динамометров, установленных в каналах, по усилиям
вычислялись силовые факторы в характерных сечениях и опреде-
лялось усталостное повреждение. Система построена по блочно-
функциональному принципу и состоит из следующих основных
узлов: интерфейсного блока, блока управления, блока аналого-
цифровых преобразователей и входных коммутационных цепей.
Интерфейсный блок выполняет операции двустороннего обмена
информацией между ЭВМ и измерительной системой. Блок вклю-
чает в себя регистры хранения управляющей, контрольной и
измерительной информации, устройство согласования сигналов
с линией связи типа «общая шина» и устройства приоритетного
прерывания. Блок управления осуществляет синхронизацию ра-
боты всех узлов системы, формирует управляющую временную
диаграмму. Математическое обеспечение системы контроля со-
стоит из программ, которые служат для подготовки данных,
проведения контроля и ряда вспомогательных операций. Расчет
повреждений производился с выделением полных циклов по ал-
горитму, основанному на методе «дождевого потока», который
лучше всего подходит для контроля в реальном времени. Это обу-
5.4. Испытания на усталость и живучесть самолета 213
словлено тем, что повреждения по этому алгоритму рассчитыва-
ются в момент окончания каждого полуцикла, т. е. повреждение от
остатка рассчитывается не после окончания обрабатываемой реа-
лизации нагрузок, а в момент окончания полуцикла (в точке экс-
тремума).
Испытания позволили выявить элементы конструкции с огра-
ниченной долговечностью, а также отработать методы дефектоско-
пического контроля и восстановительного ремонта конструкции в
эксплуатации для обеспечения безопасной эксплуатации.
5.4. Испытания на усталость и живучесть самолета
с изменяемой геометрией Ту-160
Испытаниям на усталость и живучесть подвергался серийный
экземпляр конструкции планера самолета Ту-160. В системе пла-
нера испытывались центральная и поворотные части крыла, фюзе-
ляж, горизонтальное оперение, вертикальное оперение, закрылки,
предкрылки, флапероны, узел поворота, узлы навески двигателей,
узлы крепления основных и переднего шасси, узел крепления тор-
мозного парашюта. Последовательность испытаний была разрабо-
тана таким образом, чтобы сократить длительность остановок для
проведения восстановительного ремонта и упростить испытатель-
ный стенд.
Основным испытанием на усталость являлось испытание пла-
нера самолета, которое носило комплексный характер, так как
одновременно нагружались все основные агрегаты в последова-
тельности, соответствующей профилю полета, что обеспечивало
воспроизведение влияния нагрузок отдельных агрегатов на кон-
струкцию планера. Одновременному циклическому нагружению
подвергались центральная и поворотные части крыла, фюзеляж,
горизонтальное оперение, узлы навески стоек шасси, узел крепле-
ния тормозного парашюта, узлы крепления двигателей. Для при-
ложения нагрузок к узлам крепления двигателей и шасси были
установлены макетные двигатели и макетные колеса шасси.
Испытания на усталость проводились блоком переменных
нагрузок, который среднестатистически отражал нагружение пла-
нера в течение 100 полетов в эксплуатации. Блок нагрузок моде-
лировал переменное нагружение планера при четырех углах стре-
ловидности поворотной части крыла.
Отличительной особенностью усталостных испытаний конст-
рукции самолета Ту-160 являлась необходимость перекладки кры-
ла по штатному циклу с одновременным нагружением распреде-
ленными аэродинамическими и инерционными нагрузками. Это
определило облик испытательного стенда, который обеспечивал
как переменное нагружение агрегатов планера, так и нагружение
поворотной части крыла с одновременной ее перекладкой. Общий
14*
214
Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
Рис. 5.27. Стенд ресурсных испытаний планера самолета Ту-160
вид стенда ресурсных испытаний самолета Ту-160 приведен на
рис. 5.27. В состав стенда входили:
система автоматического управления многоканальным на-
гружением;
пневматическая система наддува кабины и топливных
баков:
устройства нагружения агрегатов планера;
гидравлическая система и маслонасосная станция (МНС);
система контроля погруженности в реальном времени;
— информационно-измерительная система;
система непрерывного дефектоскопического контроля.
Система автоматического управления многоканальным наг-
ружением обеспечивала независимое одновременное нагружение
по 200 каналам (рис. 5.28). В качестве программно-задаюшего
устройства использовалась мини ЭВМ. Система управления вклю-
чала устройства сопряжения, которые обеспечивали связь с систе-
мами наддува, дефектоскопического контроля, непрерывного кон-
троля нагруженности, информационно-измерительной системой.
Пневматическая система наддува топливных баков и кабины
пилотов состояла из двух следящих каналов, которые обеспечивали
циклический наддув.
I идравлическая система включала в себя маслонасосную стан-
цию с подачей 2600л/мин и давлением 20Мпа. систему коллек-
торов, гидроблоки, включающие сервоклапаны и 200 гидроцилин-
дров.
5.4. Испытания на усталость и живучесть самолета 215
Измерения деформаций, перемещений и усилий проводились
информационно-измерительной системой, которая обеспечивала
измерения по 16000 каналам с быстродействием 2500 измерений
в секунду.
Система контроля пагруженности в реальном времени обес-
печивала измерения по 200 каналам показаний динамометров и
гензомостов в конце каждого сегмента блока нагружения без оста-
Рис. 5.28. Система автоматического управления многоканальным нагружением
новки циклического нагружения планера. По измеренному мас-
сиву данных в конце блока нагружения вычисляли усталостное
повреждение текущего блока. Накопленная таким образом факти-
ческая усталостная повреждаемость позволяла определить эквива-
лентную наработку.
Система дефектоскопического контроля обеспечивала непре-
рывный контроль по показаниям фольговых датчиков трещин.
' Монтированных в зонах конструкции потенционально опасных
по условиям усталости.
Наибольшие технические трудности вызвала разработка уст-
ройств циклического нагружения с одновременной перекладкой по-
воротной части крыла и функционированием механизации на ней.
Для того чтобы обеспечить перпендикулярность усилий к нижней
поверхности крыла при больших прогибах, разработана принци-
пиально новая система нагружения поворотной части крыла [136].
На рис. 5.29 представлена схема системы нагружения для исход-
ного и деформированного состояний крыла. Основное ее отли-
чие от применявшихся ранее состоит в том. что опоры, на ко-
торых крепятся гидроцилиндры, выполнены в виде подвижных
секций рамного типа, расположенных снизу крыла. Секции свя-
216 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
заны между собой шарнирами, расположенными в плоскости хорд
крыла. Корневая секция одним краем крепилась шарнирно не-
подвижно к опоре, установленной на подвижной платформе. Все
остальные секции подвижны и шарнирно крепились друг к другу.
К шарнирным узлам крепились штоки гидроцилиндров, которые
Рис. 5.29. Схема нагружения повортной части крыла стенда ресурсных испы-
таний планера самолета Ту-160:
I подвижные опоры; S гпдропилпидр перемещения опоры; 3 подвижная плат-
форма; { - шарнирные узлы; 5 гидроцилиндры нагружения; 6' тензолинамометры;
7 — поворотная часть крыла
перемещали секции в вертикальном направлении. Корпус гидро-
цилиндра крепился к подвижной платформе. На подвижных
опорах шарнирно крепились гидроцилидры каналов нагружения,
которые через динамометры механически связывались с крылом.
Каждый канал нагружения представлял собой элсктрогидравличе-
ский следящий привод с обратной связью по силе, обеспечиваемой
динамометром. В состав каждого привода входил также сервокла-
пан и усилитель рассогласования. Входы приводов подключались
электрически к программно-задающему устройству. Края опор за-
креплялись шарнирно на штоках гидроцилиндров электрогидрав-
лических следящих приводов с обратной связью по перемещению
штока. В состав каждого привода входил датчик перемещения
штока, являющийся датчиком обратной связи, сервоклапан и уси-
литель рассогласования. Входы приводов электрически подключа-
лись к датчикам перемещения крыла, число которых равнялось
числу приводов. Каждый датчик устанавливался в зоне наиболее
близкой к гидроцилиндру того привода, с входом которого он со-
единен электрически. Для измерения прогибов крыла в качестве
датчиков использовались индуктивные датчики линейных переме-
щений. Корпус датчика закреплялся на подвижной опоре, а чув-
ствительный элемент датчика связывался с крылом. Для измере-
ний перемещения подвижной опоры корпус датчика закреплялся
5.4. Испытания на усталость и живучесть самолета 217
на корпусе гидроцилиндра, а чувствительный элемент соединился
со штоком гидроцилиндра.
Система нагружения крыла работала следующим образом
(рис. 5.30). В программно-задающем устройстве формировались
управляющие сигналы, которые поступали на входы приводов. По
Рис. 5.30. Блок-схема управления нагружением повортной частью крыла планера
самолета Ту-160:
I подвижные опоры; 2 гнлроцнлннлр перемещении опоры; 3 — подвижная плат-
форма .{ — гилроцилинтры нагружения; 5 тензодинамомегры: б поворотная часть
крыла; 7 электрогндравлическнй следящий привод; 8 сервоклапан: 9 усили-
тель рассогласовании; 10—программно-задающее устройство; II датчик перемещения
штока; 12— датчик прогиба крыла
мере увеличения усилий в каналах и соответствующего роста про-
гиба крыла появлялся сигнал с датчика перемещения. Этот сигнал
являлся заданием каналам, которые перемещали секции подвиж-
ных опор эквидистантно линии прогибов крыла. Перемещение по-
движных опор одновременно с прогибом крыла обеспечивало пер-
пендикулярность приложения усилий гидроцилиндрами к нижней
поверхности крыла независимо от величины прогиба. Кроме пе-
ремещения подвижных опор в вертикальной плоскости они также
перекладывались в горизонтальной плоскости одновременно с пе-
рекладкой крыла. Опоры поворачивались на платформе вокруг
неподвижной оси, которая совпадала с осью узла поворота крыла.
В качестве привода платформы использовались две лебедки с ги-
дромоторами, которые тросовой системой связывались с платфор-
мой. Платформа установливалась на шести двухосных тележках,
218 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкции
которые катались по опорным дорожкам, изготовленным из высо-
копрочной стали. Перемещение платформы осуществлялось следя-
щим контуром, в котором исполнительным механизмом являлся
гидромотор лебедки, а в обратной связи использовался датчик пе-
ремещения, который измерял расхождение между крылом и плат-
формой при их перекладке.
Нагружение кессона поворотной части крыла осуществляли
15-тыо гидроцилиндрами, расположенными снизу. Гидроцилин-
дры осуществляли двустороннее нагружение. Гидроцилиндры рас-
полагались в пяти сечениях крыла по три в каждом сечении. На-
гружение осуществлялось по 1-му. 3-му и 5-му лонжеронам. Это
обеспечивало воспроизведение как изгибающего момента и пере-
резывающей силы, так и крутящего момента. Усилие с каждого
гидроцилиндра передавалось на конструкцию крыла через рычаж-
ную систему двустороннего нагружения (рис. 5.31). Усилие каж-
дого канала распределялось на 4 точки конструкции крыла, ко-
торые располагались в зонах с наибольшей местной жесткостью.
Рис. 5.31. Устройства двустороннего нагружения кессона поворотной части
крыла
а именно, в точках пересечения нервюр и лонжеронов. Каждая
точка нагружения представляла собой окантованную деревянную
бобышку, которая через резиновую прокладку толкающим уси-
лием прижималась к крылу. Для нагружения крыла вниз ис-
пользовалась та же рычажная система, которая присоединялась к
5.1. Испытания на усталость л живучесть самолета
219
нижней поверхности крыла при помощи лямок. Такая система на-
гружения позволяла легко освободить нижнюю поверхность крыла
для проведения осмотров. Нагружение концевых сечений крыла
осуществлялось телескопическими длинноходовыми гидроцилнн-
Рис. 5.32. Нагружение концевых сечений крыла самолета Ту-160 телескопиче-
скими гидрошглиндрами
драми (рис. 5.32). Это обеспечивало нагружение сечений крыла с
наибольшим прогибом как при испытании на усталость, так и при
испытании на остаточную прочность.
Планер устанавливался на тензоопоры, которые позволяли вос-
принимать вертикальные усилия на шасси, и не препятствовали
деформированию шасси в осевом и боковом направлениях. Тен-
зоопоры позволяли измерять реактивные вертикальные усилия на
шасси.
Отличительная особенность системы нагружения фюзеляжа
состояла в том. что в районе грузовых люков к верхней поверх-
ности при помощи рычажных систем прикладывалась вверх аэ-
родинамическая нагрузка и одновременно к узлам подвески гру-
зов прикладывалась инерционная нагрузка вниз. Для приложения
нагрузки вверх вдоль фюзеляжа устанавливалась портальная си-
стема, на которую замыкались нагрузки как с фюзеляжа, так и с
центральной части крыла, стабилизатора и киля.
Нагружение трех секций закрыли;! и дефлектора осуществля-
лось толкающим усилием снизу с помощью устройств, показанных
на рис. 5.33. Закрылок нагружался горизонтально установленным
220 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
гидроцилиндром через рычаг, геометрические размеры которого
выбраны такими, что сила все время остается перпендикулярной
к нижней поверхности закрылка в процессе его уборки и выпуска.
Дефлектор нагружался дополнительным гидроцилиндром, устано-
вленным на рычаге. Место установки гидроцилиндра на рычаге
Рис. 5.33. Устройство нагружения закрылка самолета Ту-160:
I динамометры; 2 дефлектор; 3 закрылок; — гидроцмлиндры: 5 подвижная
платформа
выбиралось таким образом, что при любом положении дефлектора,
нагружающая его сила оставалась перпендикулярной к его хорде.
Положение рычага по отношению к положению закрылка и дефлек-
тора отслеживалось горизонтальным гидроцилиндром, шток кото-
рого перемещался, когда усилие на приводе закрылка превышало
значение касательной составляющей, направленной всегда в сто-
рону уборки закрылка. Такая схема нагружения, когда один и
тот же гидроцилиндр нагружает закрылок и отслеживает его пере-
мещение, позволила сократить число каналов нагружения и упро-
стить систему автоматического управления.
Знакопеременное нагружение четырех секций предкрылков с
их функционированием осуществлялось по кинематической схеме,
аналогичной нагружению секций закрылков (рис. 5.34). Через ры-
чаг с помощью горизонтально установленного гидроцилиндра осу-
ществлялось как нагружение предкрылка, так и слежение за его
перемещением с целью сохранения перпендикулярности силы к
хорде предкрылка.
5.4. Испытания на усталость и живучесть самолета 221
Рис. 5.34. Устройство нагружения предкрылка самолета Ту-160:
/ кулиса; S — рычажная система; 3 предкрылок; 4 — гилроцилиндр; 5 теизоди-
намометр; 6 — подвижная платформа
Рис. 5.35. Устройство нагружения флаперона самолета Ту-160.
I флаперон; 2 рычажная система; 3 подвижная платформа; 4 — гилроцилиндр;
5 — динамометр
16zak123
222 Гл. 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
Нагружение флаперона осуществлялось двумя гидроцилинд-
рами. расположенными таким образом, что каждый из них пер-
пендикулярен к хорде флаперона в одном из крайних положений
(рис. 5.35). Нагружение флаперона в промежуточном положении
осуществлялось таким образом, что равнодействующая была все-
гда перпендикулярна к хорде флаперона.
Созданный стенд позволил провести в полном объеме необхо-
димый комплекс испытаний на усталость, функционирование и
остаточную прочность, необходимый для подтверждения проект-
ного ресурса.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Марин Н.И. Статическая выносливость элементов авиационных кон-
струкций. М.: Машиностроение, 1968.
2. Гасснер Е. Программные (эксплуатационные) усталостные испытания
применительно к самолетным конструкциям / Сб. Усталость самолетных
конструкций.—М.: Оборонгиз, 1961.
3. Эткинсон Р. Д. Усталостные испытания применительно к транспортным
самолетам / Сб. Усталость самолетных конструкций. М.: Оборонгиз. 1961.
4. ГОСТ Р ИСО/МЭК 17025-2000. Общие требования к компетентности испы-
тательных и калибровочных лабораторий.—Мл Госстандарт России.
5. ГОСТ 16504-81. Испытания и контроль качества продукции. Основные тер-
мины и определения.—М.: Госстандарт СССР.
6. Nielsen Th. А340-600 EF2 FnU Scale Fatigue Test for Center Fuselage and
Wing DA-HAM. 25th ICAP, 1999.
7. Boeing Test 757 for service / Aviation Week & Space Technology', August 29,
1983. V. 119,10 9.
8. Pierre Condom. Boeing new transport in a flight-test marathon / Inte-
ravia. 1982. V. 39, V 7.
9. Bernard W. Seidel Full-scale static and fatigue structural tests Boeing 777.
Boeing commercial airplane group. Seattle (Washington). 1994.
10. Schmidt H.J., Sch mid t - Brandecker B. Ensuring fatigue strength,
damage tolerance and service life of Airbus A-380, ASTEC’03, Aerospace tech
oologies of the Century’: Scientific achievements and new ideas. Zhukovsky,
Russia, 2003.
11. Колосов А. Г. Виды, условия и объем лабораторных ресурсных испыта-
ний механических систем и агрегатов планера самолета. М.: Издатель-
ский отдел ЦАГИ, 1989.
12. Peters С. Eurofighter EF2000 Major Airframe Fatigue Test, 25th ICAF,
1999.
13. Aviation Week & Space Technology, 15/VII. 2002. V. 157, N* 3.
14. Buntin W.D. Durability and safety in the F-16 airframe. .Structural in-
tegrity technology./Proc.' Of the conference ASME on structural integrity
technology. Washington. DC May 9 11, 1979, NA ., 1979.
15. Yasue M. and Ito M. ПШ-Scale Strength Tests for Japanese New Mili-
tary Aircraft, Third Ri-scarch Center Techmctd Research and Development
Institute (TRDI), Japan Defense Agency (JDA), -5th К AF, 1999
16. JAS39 Gripen Fatigue Testing, 25th ICAF, 1999.
16
221
Список литературы
17. White Р- Australian F/A-18 Aft Fuselage and Empennage Fatigue Test,
25th ICAF, 1999.
18. Экспериментальные исследования по прочности сверхзвуковых транспорт-
ных самолетов. Обзор X» 444. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1974.
19. Лаборатории и установки США для испытаний компонентов и натурных
конструкций на тепловую прочность. Обзор № 567. М.: Издательский отдел
ЦАГИ,’ 1979.
20. Методика тепловых статических испытаний с автоматизацией управления
экспериментом, сбора и обработки данных. Обзор № 372. М.: Издатель-
ский отдел ЦАГИ. 1972.
21. N’Guyen V.P., Ripley Е. A. Design philosophy and fatigue testing of the
Concorde / Aircraft Fatigue. 1973. X’ 757.
22. Hirshberg H.G. Thermal fatigue test installation for Concorde /Aircraft
Engineering. 1971. V. HI.
23. Naumanu E.C. Evaluation of the influence of load randomization and of
ground-to-air cycles of fatigue life, NASA TND-1584, 196-1.
24. Jacoby G. Comparison of fatigue life under conventional program loading
and digital random loading. Effects of environment and complex load history
on fatigue life, ASTM STP 462, 1970.
25. Schijve J., Jacobs F. A., Tromp P.J. Crack propagation in aluminum
alloy sheet materials under flight simulation loading. NLR TR 68117, Ams-
terdam, 1968.
26. Schj ve J. Cumulative damage problems in aircraft structures and materials.
The 2nd F.J. Plantema Memorial Lecture, ICAF Conference, Stockholm 1969
/The Aeronautical Journal, 1970. V. 74. Also NLR MR 69005, Amsterdam,
1969.
27. Alfred Buch Effects of aircraft loading program modifications on the fa-
tigue life and damage accumulation, Part I Effect of load peaks in case of
central hole sheet specimens., Department, of Aeronautical Engineering Tech-
nion — Izrael Institute of Technology Kaifa, Izrael, ТАЕ X8 334, July 1978.
28. Sc hive J. The accumulation of fatigue damage in aircraft materials and
structures. AGARD-AG-157, 1972.
29. Воробьев A.3., Гаврилова E. А. О выносливости конструктивного эле-
мента из сплава АК4-1Т1 при нестационарном нагружении / Труды ЦАГИ.
1972. вып. 1417.
30. Schijve J.. Jacobs F.A., Tromp Р. J. Flight simulation tests on notched
elements., NLR TR 71033-U. Amsterdam, 1974.
31. Schutz D., Lowak H. Zur verweudung von beinessungunterlagen aus
versuchen mit berriebsahnlichen lastfolgen zur lebensdanerabschatzung. LBF
Bericht Nr FB 1(19. Darmstadt, 1976.
32. Nauman E.C. Evaluation of the influence of load randomization and of
GAG cycles on fatigue life. NASA TN D1584, October 1964.
33. Басов B.H., Воробьев A.3., Свирский Ю. А. Экспериментальное ис-
следование долговечности конструктивного элемента при условиях нагруже-
ния, характерных для крыла пассажирского самолета / Труды ЦАГИ 1981,
вып. 2117.
Список литературы
225
34. Nesterenko G.I., Basov V.N. Fatigue strength of Al-alloys in case of
random spectra loading / 24th International congress of the aeronautical sci-
ences, ICAS, 2004.
35. Dawicke D.S. and Newman J.C. Fatigue Crack Growth Lives Under
Repeated Spike Overloads And Underloads, NASA Langley Research Center,
25th ICAF, 1999.
36. Wheeler D.E. Spectrum loading and crack growth, ASME Paper No. 71-
MET, January 1972.
37. Коллинз Дж. Повреждение материалов в конструкциях. М.: Мир. 1984.
38. Imig L. A., Illg W. Fatigue of notched Ti-8A1 IMo-lV titanium alloy at
room temperature and 550 F (560 K) with Hight-by-flight loading representa-
tive of a supesonic transport. NASA TN D-5294, 1969.
39. Стрижпус В. E. Метод расчета на усталость элементов нижней и верхней
поверхностей крыла неманевренпого самолета при квазислучайном нагру-
жении. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических
наук. М„ 2000.
40. Рай хер В. Л., Свирский Ю. А. Формирование программ натурных ис-
пытаний на выносливость для определения ресурсных характеристик авиа-
конструкций /Труды ЦАГИ. 1998, вып. 2631.
41. Макаровский А.И.. Чижов В.М. О некоторых особенностях расчет-
ных условий прочности сверхзвукового пассажирского самолета /Труды
ЦАГИ. 1966, вып. 1029.
42. Максимов В. Н., Мачигина Т. А. Влияние температурных напряже-
ний на долговечность конструкции герметического фюзеляжа сверхзвуко-
вого пассажирского самолета / Труды ЦАГИ. 1980, вып. 2062.
43. Олькин Б.И., Шербань К.С., Бартеньева Г.Ф. Методика исследо-
вания выносливости плоских образцов при совместном действии цикличе-
ских механических и температурных напряжений / Заводская лаборато-
рия. 1972. .V' 5.
44. Олькин Б.И., Масюк А.М., Родченко Т.С. К выбору форсирован-
ной программы тепловых ресурсных испытаний сверхзвукового самолета
/Труды ЦАГИ. 1977, вып. 1799.
45. Олькин Б. И., Бартеньева Г.Ф. Влияние температурных напряже-
ний на выносливость образцов из сплава АК4-1Т /Труды ЦАГИ. 1973,
вып. 1450.
46. Kiddle F.E., Kite R.J., Mousley R.F. A study of thermal fatigue
acceleration in box beams under mechanical and thermal stress. Structures
Department. R.A.E., Farnborough, 1976.
47. Воробьев A.3., Богданов Б.Ф., Олькин Б.И. Влияние повышенной
температуры на выносливость элементов конструкций / Труды ЦАГИ. 1972,
вып. 1417.
48. Доценко А.М. Влияние предварительного длительного нагрева листов
сплава АК4-1Т1 на развитие усталостных трещин /Труды ЦАГИ. 1972,
вып. 1417.
49. Безухов Н.И.. Бажанов В.Л., Гольденблат И. И., Никола-
енко Н И., Синюков А.М. Расчеты ни прочность, устойчивость и ко-
лебания в условиях высоких температур.—М.: Машиностроение, 1965.
226
Список литературы
50. Health-Smith J.R., Kiddle F.E. Effect of heat on fatigue iu aircraft
structure. Royal Aircraft Establishment, Farnborough, Hampshire, U.K. 1975.
51. Дмитриева И. M., Родченко T. С., Щербань К. С. Развитие уста-
лостных трещин в конструкции гермофюзеляжа сверхзвукового пассажир-
ского самолета /Труды ЦАГИ. 1998, вып. 2631.
52. О л ь к и и С. И. Экспериментальное исследование влияния ползучести на вы-
носливость сплава АК4-1Т1 / Труды ЦАГИ. 1972, вып. 1417.
•53. Стебенев В. Н. Влияние предварительной ползучести на выносливость
конструктивного элемента из сплава АК4-1Т1 /Труды ЦАГИ. 1972,
вып. 1417.
54. Проблемы высоких температур в авиационных конструкциях. -М.: ИЛ,
1961.
55. Ильина Д., Ильин К).С. Экспериментальное исследование релаксации
усилий в болтовых соединениях при повышенных температурах /Труды
ЦАГИ. 1977, вып. 1882.
•56. Стебенев В.Н. Выносливость заклепочных соединений после длитель-
ного воздействия повышенных температур /Сб. .Методы повышения ресурса
соединений элементов конструкций, вып. 1, 1974.
57. Мак Лин Д. Механические свойства металлов. М.: Металлургии, 1965.
58. Грант Н. Разрушение в условиях высокотемпературной ползучести. Раз-
рушение. Т. 3.—М.: Мир, 1976.
59. Туляков Г.А. Долговечность металла при ползучести и термической ма-
лоцикловой усталости / Международный симпозиум по прочности и разру-
шению материалов и конструкций при высоких температурах. М.: РАН
СССР, 1979.
60. Олькин С.И. Сопротивление сплава разрушению в условиях чередования
усталости и ползучести / Труды ЦАГИ. 1981, вып. 2106.
61. Олькин С И. Методика оценки долговечности элементов авиаконструк-
ций С геометрическими концентраторами напряжений с учетом влияния
ползучести.- М.: РТМ «Сопротивление усталости и трещиностойкпеть спла-
вов, элементов и агрегатов авиационной конструкции», вып. 7, 1990.
62. Родченко Т.С., Стойла Ю. М. Исследование закономерностей развития
усталостных трешин в подкрепленной цилиндрической оболочке при стаци-
онарном и программном нагревании / Труды ЦАГИ. 1981, вып. 2117.
63. Цимбалюк В. И. Методы определения переменных нагрузок. Диссерта-
ция на соискание ученой степени доктора технических наук. М., 2000.
64. Fowler Kevin R. and Watanabe Roy T. Development of jet transport
airframe test spectra / Symposium on development of fatigue loading spectra,
Cincinnati, Ohhio, 1987.
65. Басов В. H.t Нестеренко Г. И. Типизированная программа нагружения
крыла тяжелого транспортного самолета / Труды ЦАГИ. 2001, вып. 2642.
66. Воробьев А.З., Басов В.Н., Свирский Ю.А., Ушаков И.Е.,
Кулына В. И. Применение типовых программ для экспериментальной
оценки долговечности при нестационарном циклическом нагружении, «Про-
блемы прочности» № 12.—Киев: Наукова думка, 1981.
Список литературы
227
67. Ушаков И. Е., Воробьев А. 3., Де Чуик Влияние структуры и состава
программы нагружения применительно к маневренным самолетам на сопро-
тивление усталости образца с надрезом / Труды ЦАГИ. 1981, вып. 2117.
68. Holpp J.E. and Landy М.А. The development of fatigue/crack growth
analysis loading spectra, AGARD REPORT #640, January 1976.
69. Buntin W.D. Durability and safety in the F-16 airframe. «Structural in-
tegrity technology»/Proc. Of the conference ASME OU structural integrity
technology. Washington, DC May 9-11, 1979, N.Y., 1979,
70. Нагружение, испытания и усталость конструкций маневренных самолетов
/Обзор ОНТИ ЦАГИ. 1983. № 626.
71. Hirachberg Н.G. Thermal fatigue test installation for Concord / Aircraft
Engineering. 1971. .V1 3.
72. Plenier J. Essais thermiques de la structure de Concorde / Aeronaut. Et
astronaut. 1971. A’1 32.
73. Cook a Concord / Flight.
74. Atkinson R. The testing of supersonic transport structures in fatigue
/ A1AA Paper. 1964. .№ 64-570.
75. Ходжаев Ю.Д., Баранова T.B., Давыдова В.В., Князев О.А. Ис-
следование температурных полей и напряжений в панели фюзеляжа сверх-
звукового самолета / Труды ПАТИ. 1971, вып. 1313.
76. Нуль А. Н.. Щербань К. С., Матвиец В. И. Экспериментальное иссле-
дование температурного и напряженного состояний отсека фюзеляжа сверх-
звукового пассажирского самолета / Труды ЦАГИ. 1977, вып. 1799.
77. Жукова И. Н., Малигина Т. А., Олькин Б. И., Покровский А. К.,
Фролов В.В., Гильванова И.И. Влияние внешних условий теплооб-
мена на распределение температурных полей и местных температурных
напряжений в элементах конструкции / Труды ЦАГИ. 1974, вып. 1531.
78. Щербань К. С., Дмитриева И. М. Экспериментальное исследование
температурного и напряженного состояния модели кессона / Труды ЦАГИ.
1974, вып. 1531.
79. Максимов В.Н., Мали г ина Т.А. Влияние температурных напряже-
ний на долговечность конструкции герметического фюзеляжа сверхзвуко-
вого пассажирского самолета / Труды ЦАГИ. 1980, вып. 2062.
80. Dementev A., Olkin S-, Trunin Y., Rodchenko T., Shcher-
ban К. Problems of ensuring structural life of the second generation su-
personic transport / Proceedings «22nd International congress of aeronautical
sciences» ICAS-2000, Harrogate, UK, 2000.
81. Shcherban K. Thermal Fatique in High-Speed Civil Transport Airframe
/Proceedings of the First SINO-SOVIET symposium on aircraft structure
strength Chinese Aeronautics Astronautics Establishment, XIAN, 1991.
82. HirshbergH.G. Thermal fatigue test instaUation for Concorde / Aircraft
Engineering. 1971. V. HI.
83. Щербань K.C. Моделирование теплового процесса при испытании кессон-
бака на выносливость / Труды ЦАГИ. 1974, вып. 1531.
84. Щербань К.С. Способ моделирования температурных полей и напряже-
ний в элементах конструкции летательных аппаратов. Авторское свидетель-
ство А’1 328777 от 12.10.71.
228
Список литературы
85. Шербань К.С., Масюк А.М., Пуль А.Н., Олькин Б.И., Воз-
несенский В. В. Способ воспроизведения теплового и напряженного со-
стояния конструкции сверхзвукового самолета при тепловых ресурсных ис-
пытаниях. Авторское свидетельство X' 77311 от 14.02.74.
86. Шербань К. С., Дмитриева ИМ., Пуль А. Н. Способ воспроизведения
температурного и напряженного состояний авиаконструкций при тепловых
ресурсных испытаниях. Авторское свидетельство .V’ 89710 от 18.08.75.
87. Олькин Б.И., Масюк А.М., Родченко Т.С. К выбору форсирован-
ной программы тепловых ресурсных испытаний сверхзвукового самолета
/Труды НАГИ. 1977, вып. 1799.
88. Галкин С. И., Олькин Б.И., Шербань К.С. Вопросы форсирования
теплового нагружения планера сверхзвукового пассажирского самолета при
ресурсных испытаниях. Доклад на совещании советско-французской под-
группы по аэродинамике и прочности. Париж, 1971.
89. Климович В. В., Лейбов В. Г. О методике оценки усталостной долговеч-
ности крыла большого удлинения / Труды ЦАГИ. 1973, вып. 1534.
90. Киреева Т.С., Лейбов В.Г., Ушаков И.Е. Оценка параметров напря-
женного состояния типового элемента крыла малого удлинения для опреде-
ления эквивалентов программ натурных испытаний / Труды ЦАГИ. 1976,
вып. 1730.
91. Стебенев В.Н. Методика оценки сопротивления усталости соединений
/Труды ЦАГИ. 1981, вып. 2117.
92. Воробьев А.З., Стебенев В.Н. Выносливость соединений, работаю-
щих на срез / Сб. Методы повышения ресурса соединений элементов кон-
струкций. Вып. 1. М.: ЦАГИ, 1974.
93. Дровянкин В.В., Страшный В.М., Шербань К.С. Исследование
эквивалентов при многокомпонентном нагружении авиаконструкций в про-
цессе ресурсных испытаний / Труды ЦАГИ. 1991, вып. 2483.
94. Син В. М., Страшный В. М. Усталостное повреждение в зоне выреза под
аварийную дверь гермофюзеляжа самолета Ил-86. Справочные материалы
по долговечности и типовым усталостным повреждениям элементов авиа-
ционных конструкций. Вып. 5. М.: ЦАГИ, 1984.
95. Шербань К.С. Современные методы ресурсных испытаний натурных
авиаконструкций. Труды международного семинара по мониторингу лета-
тельных аппаратов. Фергана-Ердан, 1996.
96. Машиностроение, энциклопедия, Раздел IV. Расчет и конструирование ма-
шин. Т. IV-21 Самолеты и вертолеты, книга 1. Аэродинамика, динамика
полета и прочность. М.: Машиностроение, 2002.
97. Методика и техника испытаний на усталость планера самолета и его частей.
Руководство для конструкторов по проектированию самолетов. Т. III. кн. 4,
вып. 14, 1994.
98. Каляев Е.А., Картамышев А. И., Щербань К.С. Надежность и пла-
нирование работоспособности стендов ресурсных испытаний со следящим
приводом нагружения / Труды ЦАГИ. 1991, вып. 2483.
99. Дубинский В.С., Каляев Е.А., Новиков Г.С., Свирский Ю.А.,
Син В. М., Щербань К. С. Способ испытаний планеров летательных ап-
паратов на усталость. Авторское свидетельство У* 1099709, 1984.
Список литературы
229
100. Б рое к Д. Основы механики разрушения.—М.: Высшая школа, 1980.
101. Беспалько В.Н., Литвиненко А.Е. Способ задержания усталостных
трещин в деталях. Авторское свидетельство .X’ 596638. 1978.
102. Сорокин А. Г., Рудаков А. Г. Способ торможения усталостных трешпн.
Авторское свидетельство X' 819193, 1981.
103. Доанышев С.Д., Шербань К.С. Способ торможения усталостной тре-
щины в авиаконструкцнях при натурных испытаниях (его варианты). Ав-
торское свидетельство X1 1269421, 1986.
104. Син В. М„ Познышев С.Д., Шербань К.С. Торможение усталостных
трещин в авиационных конструкциях при ресурсных испытаниях / Труды
ЦАГИ. 1991, вып. 2483.
105. Белый Н. Г., Бородин 10. П., Доценко А.М., Нестеренко Г. И.,
Петрусенко В.Г., Син В.М.. Стойда 10.М., Шербань К.С. Экспе-
риментальные исследования живучести самолетных конструкций / Труды
ЦАГИ. 1998. вып. 2631.
106. Белый Н.Г., Нестеренко Г.И., Син В.М., Шербань К.С. Методика
исследований живучести натурных конструкций самолетов / Труды ЦАГИ.
1991, вып. 2483.
107. Дмитриева И.М., Шербань К. С. Остановка быстрого распространения
трешины в конструкции герметического фюзеляжа при действии избыточ-
ного давления /Труды ЦАГИ. 1991, вып. 2483.
108. Мирсалимов В.М., Кадиев Р.И. Закрытие трещины в листовом эле-
менте под действием локального теплового поля / Проблемы машинострое-
ния и надежности машин. 2004. № 6.
109. Дмит риева И.М., Щербань К.С. Способ остановки трешины в авиа-
конструкции при испытаниях на остаточную прочность. Авторское свиде-
тельство .V» 1528109, 1989.
ПО. Дровянкин В. В., Страшный В.М. Формирование оптимальных са-
моуравновешенных программ нагружения для ресурсных испытаний авиа-
конструкций /Труды ЦАГИ. 1991, вып. 2483.
111. Shcherban K.S., Chicuchinov V.V. Full scale simulation of fatigue
damaging of passenger aircraft structure /8th International Symposium.
Aerospace Technologies of the XXI Century: Scientific Achievements and
New Ideas, Zhukovsky. 2001.
112. Методика и техника испытаний на усталость планера самолета и его частей.
Руководство для конструкторов по проектированию самолетов. Г. Ill. кн. 4,
вып. 14, 1994.
113. Баранов А. Н., Белозеров Л. Г., Ильин Ю.С., Кутьи нов В.Ф. Ста-
тические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. М.: Машино-
строение, 1974.
114. Баранов А.Н. Теплопрочностные испытания летательных аппаратов
/Труды ЦАГИ. 1999, вып. 2638.
115. Шербань КС., Пуль А. Н., Борозна А. Г. Система нагружения авиа-
ционных конструкций при прочностных испытаниях. Авторское свидетель-
ство X' 1393044.'1986.
116. Шербань К.С., Пуль А.Н., Борозна А. Г. Система нагружения авиа-
ционных конструкций при прочностных испытаниях. Авторское свидетель-
ство X» 1405459, 1986.
230
Список литературы
117. Боро.зна А. Г., Дубинский В.С., Лукьяненко С.Н., Щер-
бань К. С. Нагружение крыла большого удлинении с функционирующей
на нем механизацией при ресурсных испытаниях /Труды ЦАГИ. 1991,
вып. 2483.
118. Страшный В.М. Исследование напряженного состояния планера само-
лета при ресурсных испытаниях с помощью экспериментальной матрицы
влияния / Труды ПАГИ. 1991, вып. 2483.
119. Форсайт Дж., Малькольм М., Моулер К. Машинные методы мате-
матических вычислений. М.: Мир, 1980.
120. Skopinski Т.Н., Aiken W.S. Calibration of strain-gauge installation in
aircraft, structures for the measurement of flight loads. NASA Report 1178,
1954.
121. Белый H. Г., Син В. M., Страшный В. М., Щербань К. С. Ресурсные
испытания натурных конструкций пассажирских самолетов / Труды ЦАГИ.
1998, вып. 2631.
122. Екименков Л. И., Стой да Ю. М. Разработка циклограмм маркерного
нагружения крыла транспортного самолета применительно к условиям ква-
зислучайного нагружения полетными блоками различных типов /Трупы
ЦАГИ. 1998, вып. 2631.
123. Шейко В. В., Сувалова Т. В. Эффективность защитной системы из гиб-
ких связей при испытаниях на прочность фюзеляжей / Труды ЦАГИ. 1998,
вып. 2631.
124. Горячев В.И., Мушкетов В. К. Анализ возможных методов и средств
нагревания в установках для испытания на прочность при повышенных
температурах / Труды ЦАГИ. 1983, вып. 2160.
125. Щербань К. С., Пуль А.Н., Матвиец В. И. Экспериментальное иссле-
дование температурного и напряженного состояния отсека фюзеляжа СПС
/Труды ЦАГИ. 1977, вып. 1799.
126. Щербань К.С., Олькин Б.И., Матвиец В.И., Масюк А.М., Ку-
тумов А.И., Мушкетов В.К., Хейфец М.С., Шаповалов Г.Л.,
Чуклин С.Г. Петроченко Ю.И., Старчевский И. П. Установка для
испытаний на выносливость отсеков фюзеляжа сверхзвукового самолета. Ав-
торское свидетельство Л* 717970, 1979.
127. Петроченко ЮН., Москалев В. П. Математическое моделирование те-
пловых процессов в рабочей части установок для прочностных испытаний
гермоотсеков в условиях теплосмен / Труды ЦАГИ. 1983, вып. 2160.
128. Щербань К.С., Матвиец В.И., Горюнов В.В. Стенд тепловых ре-
сурсных испытаний отсека фюзеляжа и экспериментальное исследование
его фактических параметров / Труды ЦАГИ. 1977, вып. 1799.
129. Щербань К.С. Исследование характеристик жидких теплоносителей с це-
лью выбора имитатора топлива / Труды ЦАГИ. 1980, вып. 2062.
130. Щербань К. С., Пуль А. И., Матвиец В. И. Экспериментальное иссле-
дование температурного и напряженного состояния отсека фюзеляжа СПС
/Труды ЦАГИ. 1977, вып. 1799.
131. Ким С. К., Зазы кина Л. П. Тепловое нагружение конструкции фюзеляжа
сверхзвукового пассажирского самолета / Труды ЦАГИ. 1983, вып. 2160.
Список литературы 231
132. Ким С. К., Козырев М.Е. Экспериментальное определение нестационар-
ных тепловых потерь в изоляцию каналов установок конвективного нагрева
и охлаждения / Труды ЦАГИ. 1983, вып. 2160.
133. Щербань К.С., Жукова И.Н., Покровский А.К., Филипки-
на Л. П. Калорифер. Авторское свидетельство X' 756145, 1980.
134. Шей к о В. В., Можеренков А. А. Устройство для снижения интенсивно
сти ударных волн при разгерметизации газонаполненных емкостей. Автор-
ское свидетельство X* 113114, 1977.
135. Лукьяненко С.Н., Синицин А.С. Исследование эффективности уст-
ройств ограничения усилия гидропривода установок для прочностных ис-
пытаний конструкций / Авиационная промышленность. 1983. Х! 6.
136. Щербань К.С., Борозна А. Г., Дубинский В.С., Лукьянен-
ко С. Н. Система нагружения крыла тяжелого транспортного самолета при
ресурсных испытаниях. Авторское свидетельство X’ 1595186, 1987.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ................................................. 3
Принятые обозначения......................................... 5
Введение .................................................... 7
Глава 1. Лабораторные ресурсные испытания в авиастроении 10
1.1. Виды лабораторных ресурсных испытаний ............. 13
1.1.1. Определительные испытания, проводимые на этапе рабо-
чего проектирования. 1.1.2. Контрольные предварительные ис-
пытания, проводимые на этапе изготовления опытных образ-
цов самолета. 1.1.3. Сертификационные испытания. 1.1.4. Кон-
трольные периодические и типовые испытания на этапе серий-
ного производства и регулярной эксплуатации
1.2. Условия проведения лабораторных ресурсных испы-
таний .................................................. 15
1.2.1. Внешние воздействия, влияющие на характеристики ре-
сурса и функционирования составных авиа конструкций и меха-
нических систем. 1.2.2. Типовой блок нагружения. Форсирова-
ние нагрузок. 1.2.3. Условия проведения лабораторных ресурс-
ных испытаний на этапах создания и эксплуатации АТ
1.3. Испытательный стенд........................... . 20
1.4. Объект испытаний................................... 21
1.5. Объем лабораторных ресурсных испытаний............. 23
1.6. Краткий обзор ресурсных испытаний авиационных кон-
струкций за рубежом..................................... 24
1.6.1. Ресурсные испытания дозвуковых пассажирских самоле-
тов. 1.6.2. Ресурсные испытания конструкций маневренных са-
молетов. 1.6.3. Ресурсные испытания конструкции сверхзвуко-
вого пассажирского самолета
Глава 2. Влияние модификации блока полетных циклов
на усталостное повреждение ................................. 49
2.1. Эффекты чередования циклов в полетном блоке....... 49
2.2. Влияние циклов малой амплитуды..................... 51
2.3. Влияние циклов большой амплитуды................... 53
Оглавление
233
2.4. Влияние минимального напряжения цикла ЗВЗ......... 59
2.5. Влияние температурного цикла........................ 62
2.5.1. Влияние температурных напряжений. 2.5.2. Старение
материала в результате длительного действия температуры.
2.5.3. Влияние релаксации внутренних напряжений. 2.5.4. Сум-
мирование повреждений при чередовании усталости и ползуче-
сти. 2.5.5. Развитие трещины в условиях циклического нагрева
и нагружения
Глава 3. Натурное моделирование усталостной
повреждаемости конструкции самолета........................ 85
3.1. Натурное моделирование усталостной повреждаемости
конструкции пассажирского самолета...................... 85
3.2. Особенности натурного моделирования усталостной пов-
реждаемости конструкции маневренного самолета .... 91
3.3. Моделирование аэродинамического нагревания конструк-
ции сверхзвукового пассажирского самолета............... 94
3.3.1. Методы сокращения длительности полетного цикла на-
гревании. 3.3.2. Моделирование температурных напряжений.
3.3.3. Моделирование длительного действия повышенной темпе-
ратуры
3.4. Эквивалентность переменного нагружения в стендовых
испытаниях по отношению к типовой эксплуатации . . . 103
3.4.1. Критерии эквивалентности для элементов с геометриче-
скими концентраторами. 3.4.2. Критерий эквивалентности для
соединений. 3.4.3. Критерий эквивалентности для продольных
стыков крыла. 3.4.4. Критерий эквивалентности для попереч-
ных стыков
Глава 4. Методы испытаний на усталость и живучесть
планера самолета ................................. 118
4.1. Усталостные испытания конструкции планера........... 119
4.1.1. Разгрузка поврежденной зоны конструкции при усталост-
ных испытаниях. 4.1.2. Останов усталостных трещин в кон-
струкции самолета
4.2. Испытания натурной конструкции на живучесть........... 124
4.2.1. Испытания конструкции на остаточную прочность с пре-
дотвращением ее полного разрушения. 4.2.2. Останов лавинного
распространения трещины путем локального нагревания
4.3. Формирование системы сосредоточенных усилий для вос-
произведения полетного цикла нагружения..................... 131
4.3.1. Схема каналов нагружения. 4.3.2. Геометрическая модель.
4.3.3. Модель каналов нагружения. 4.3.4. Массовая модель са-
молета. 4.3.5. Нагрузочная модель. 4.3.6. Определение силовых
факторов в контрольных сечениях. 4.3.7. Поиск оптимальных
значений усилий по каналам. 4.3.8. Эквиваленты сформирован
ного полетного цикла
234
Оглавление
4.4. Устройства одновременного циклического нагружения
агрегатов в системе планера................................. 143
4.4.1. Способы воспроизведения поверхностных распределенных
нагрузок. 4.4.2. Рычажная система для двустороннего нагруже-
ния. 4.4.3. Нагружение крыла большого удлинения с подвижной
платформы. 4.4.4. Нагружение подвесок двигателей на крыле
большого удлинения. 4.4.5. Закрепление самолета на стенде и
нагружение стоек шасси. 4.4.6. Стабилизация планера в про-
странстве
4.5. Тензометрия конструкции при ресурсных испытаниях 1G3
4.5.1. Выравнивание показаний тензодатчиков при многокомпо
нентном нагружении. 4.5.2. Выравнивание показаний тензодат-
чиков по модели сложного изгиба тонкостенного стержня
4.6. База данных по повреждениям конструкции при ресурс-
ных испытаниях............................................ 169
4.6.1. Структура базы данных «Усталостные повреждения».
4.6.2. База данных «Словарь». 4.6.3. База данных «Усталостные
повреждения»
Глава 5. Ресурсные испытания натурных конструкций
дозвуковых и сверхзвуковых самолетов......................... 184
5.1. Ресурсные испытания широкофюзеляжного самолета
Ил-96................................................ 184
5.2. Тепловые усталостные испытания гермофюзеляжа сверх-
звукового пассажирского самолета Ту-144................... 195
5.2.1. Тепловые усталостные испытания средней части фюзе-
ляжа сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144. 5.2.2. Теп-
ловые усталостные испытания передней части фюзеляжа сверх-
звукового пассажирского самолета Ту-144
5.3. Испытания на усталость конструкции маневренного са-
молета Су-27 ............................................. 206
5.4. Испытания на усталость и живучесть самолета с изменя-
емой геометрией Ту-160............................... 213
Список литературы ........................................ 223
Научное издание
ЩЕРБАНЬ Константин Степанович
РЕСУРСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
НАТУРНЫХ КОНСТРУКЦИЙ САМОЛЕТОВ
Редактор Г.М. Красникова
Компьютерная графика М.Н. Грицук
Компьютерная верстка Г.М. Красникова
ИД .V» 01389 от 30.03.2000
Гигиеническое заключение J0 77.99.02.953.Д.005466.07.03
от 25.07.2003
Подписано в печать 20.08.2009. Формат 60x90/16.
Бумага офсетная X» 1. Печать офсетная.
Уел. печ. л. 14,75. Уч.-изд. л. 16,225.
Тираж 500 экз.
Заказ 123
Охраняется законом РФ об авторском праве.
Воспроизведение всей книги или любой ее части
запрещается без письменного разрешения издателя.
Юридическое обслуживание «Славянский центр
правовой поддержки»
Издательство Физико-математической литературы
123182 Москва, ул. Щукинская, д. 12, к. 1
Отпечатано с готовых диапозитивов
ГП «Облиздат»
248640 г. Калуга, пл. Старый торг, 5