Прочность самолета

Принцип безопасного повреждения. Безопасность полетов воздушных судов непосредственно связана с долговечностью конструкций.

Конструкцию называют безопасной в эксплуатации, если требуются минимальные проверка и ремонт при удовлетворительном выполнении основных функций. Удовлетворительное выполнение означает незначительную вероятность разрушения конструкции для самолетов гражданской авиации или приемлемо низкую вероятность разрушения для военных самолетов. Безопасность пассажиров и экипажа самолетов гражданской авиации имеет первостепенное значение. Методики расчета конструкций, надежных в эксплуатации, разработаны главным образом для самолетов гражданской авиации.

Современный самолет имеет конструкцию полумонококового типа, состоящую из тонкостенных листов, подкрепленных балками (фермами) и стрингерами для предотвращения потери устойчивости. Внешняя обшивка или стенка образует аэродинамический контур агрегата - фюзеляжа, крыла, стабилизатора. Элементы жесткости крепятся к внутренней поверхности обшивки и воспринимают сосредоточенные нагрузки. Эта конструкция в течение многих лет служила основным объектом аэродинамических исследований и существенно отличает аппараты от обычных строительных конструкций.

Необходимый срок службы самолета гражданской авиации определяют исходя из всесторонних экономических соображений. Он составляет 10-15 лет. Конструктор прежде всего пытается обеспечить более длительную эксплуатацию самолета без образования трещин. Для этого он применяет разработанную методику расчета, с помощью которой сводит к минимуму концентрацию напряжений и старается удержать напряжения на возможно низком уровне, исходя из требований, предъявляемых к летным характеристикам. Для деталей, которые трудно ремонтировать или заменять, конструктор может попытаться обеспечить требуемую долговечность без образования трещин, равную сроку службы самолета. Для многих конструкций это невыполнимо. Кроме того, существует риск повреждения конструкций обслуживающим транспортом, камнем на взлетной полосе и разрушающимися деталями пропеллера или двигателя. Конструктор должен свести к минимуму потери прочности в результате возникновения усталостных трещин или повреждений при эксплуатации самолета. Эту задачу он решает следующим образом:

• подбирает материалы и определяет размеры деталей для обеспечения соответствующей прочности конструкций при наличии трещин;

• применяет элементы надежности (дорожки переменных нагрузок и пробки, препятствующие развитию трещин);

• выбирает материалы, обладающие низкой скоростью развития усталостных трещин.

Одно из современных средств повышения надежности конструкций при одновременном увеличении ресурса, снижении материалоемкости и улучшения экономической эффективности - проектирование и определение продолжительности эксплуатации по принципу безопасного повреждения. При этом учитывается наличие в элементах конструкций начальных металлургических и технологических дефектов и образование в них трещин по мере накопления эксплуатационных повреждений.

Разработка и внедрение принципа безопасного повреждения возможны только при применении методов механики разрушения. Определение напряженно-деформированного состояния элементов конструкций, содержащих дефекты типа трещин, является наиболее ответственным и сложным этапом расчета на прочность. В соответствии с общепринятыми представлениями напряженно-деформированное состояние тела с трещиной полностью характеризуется величинами коэффициента интенсивности напряжений. На их предварительном определении основаны практически все известные в настоящее время критерии хрупкого и квази-хрупкого разрушения, а также зависимости, описывающие рост усталостных трещин.

Понятие «безопасных повреждений» относится к конструкции, спроектированной таким образом, чтобы минимизировать возможность выхода самолета из строя из-за распространения не выявленных дефектов, трещин или других подобных повреждений. При производстве конструкций, в которых допускаются какие-либо повреждения, приходится решать две основные проблемы. Эти проблемы состоят в обеспечении контролируемого безопасного роста дефектов, т. е. безопасной эксплуатации с трещинами, и в принудительном сдерживании повреждаемости, вследствие чего должны быть обеспечены либо остаточная долговечность, либо остаточная прочность. Кроме того, расчет допускаемых повреждений не исключает необходимости тщательного анализа и расчета усталости.

Основное положение, на котором базируется концепция безопасного повреждения, состоит в том, что дефекты всегда существуют, даже в новых конструкциях, и что они могут оставаться необнаруженными. Таким образом, первое условие допустимости дефекта представляет собой условие того, что любой элемент конструкции, включая все дополнительные звенья для передачи нагрузки, должен допускать безопасную эксплуатацию при наличии трещин.

Контроль безопасного роста дефектов. Возникновение усталостных трещин можно избежать путем создания такой конструкции, во всех точках которой напряжения находились бы ниже определенного уровня. Однако снижение уровня напряжений приводит к увеличению веса конструкций. Кроме того, трещины могут возникать не только от усталости, но и по другим причинам, например, вследствие случайного повреждения, полученного при эксплуатации, или из-за дефектов материала. Поэтому в реальном конструировании допускают наличие некоторого количества небольших трещин в конструкции в момент выпуска с завода. Большие из этих трещин могут развиться в процессе эксплуатации.

Важнейшим элементом принципа безопасной повреждаемости становится период времени, в течение которого может быть обнаружена трещина. В силу различных случайностей вероятность обнаружения трещины при осмотре нестабильна. Иногда обнаруживаются едва видимые трещины в наиболее удаленных зонах конструкции и в то же время могут быть пропущены весьма крупные трещины в других местах. Так, известен случай, когда была пропущена при осмотре «Боинга-747» трещина длиной 1800 мм под зализом в гермокабине воздушного судна.

Поэтому для конструктивных элементов, определяющих несущую способность планера, должна быть составлена программа контроля разрушения. Важным элементом программы контроля разрушения является разработка методов проверки. Для каждого элемента должны быть разработаны и предложены соответствующие способы проверки. Для отдельных частей элементов может потребоваться применение неразрушающих методов контроля различной чувствительности. Сроки проверки устанавливаются на основании анализа имеющейся информации о росте трещины с учетом заданного начального размера дефекта и размера выявляемого дефекта, который зависит от чувствительности применяемого метода дефектоскопии. Сроки проверки должны устанавливаться исходя из того, чтобы при условии обеспечения требуемого коэффициента безопасности необнаруженный дефект не достиг критического размера до следующей проверки. Обычно промежутки времени между очередными проверками назначаются так, чтобы до достижения любой трещиной критического размера прошло две проверки.

Принцип безопасной повреждаемости конструкции воздушных судов обусловил необходимость более широкого применения методов не разрушающего контроля технического состояния всех функциональных систем. Возможности различных методов неразрушающего контроля для обнаружения усталостных трещин. Методы неразрушающего контроля постоянно совершенствуются.

Усталость, коррозия и трещино-стойкость. В практике эксплуатации ВС известны многочисленные случаи разрушения деталей элементов и узлов от усталости материала. Такое разрушение является результатом действия переменных или повторных нагрузок. Причем для усталостных разрушений требуется значительно меньшая максимальная нагрузка, чем при статическом разрушении. В полете и при движении по земле многие детали и элементы конструкции ВС подвергаются действию переменных нагрузок и, хотя номинальные напряжения часто низки, концентрация напряжения, которая, как правило, не снижает статическую прочность, может приводить к усталостному разрушению. Это подтверждается практикой эксплуатации не только ВС, но и наземных машин. Действительно, почти всегда можно наблюдать усталостные разрушения и очень редко - разрушения от статических нагрузок.

Особенность усталостного разрушения - отсутствие деформаций в зоне разрушения. Подобные явления наблюдаются даже в таких материалах, как мягкие стали, которые высоко-пластичны при статическом разрушении. Это опасная особенность усталостного разрушения, поскольку отсутствуют признаки, предшествующие разрушению. Зарождающиеся усталостные признаки обычно очень мелкие и их трудно обнаружить, пока они не достигнут макроскопического размера. Далее они быстро распространяются и за короткий промежуток времени наступает полное разрушение. Таким образом, своевременное обнаружение усталостных трещин - сложная задача. Наиболее часто усталостные трещины зарождаются в зоне изменения формы или дефектов поверхностей деталей.

Такие дефекты, а также малое изменение рабочего сечения деталей не влияют на статическую прочность, так как пластическая деформация снижает влияние концентрации напряжений. В то же время при усталостном разрушении деталей пластические деформации, как правило, невелики, вследствие чего снижения напряжений в зоне концентрации не происходит и учет концентрации напряжений имеет существенное значение, поэтому важно при проектировании деталей, работающих в условиях переменных нагрузок, сделать их более легкими и безопасными в отношении усталостного разрушения.

Таким образом, к факторам, влияющим на сопротивление усталости, относят: концентраторы напряжений, размеры деталей, относительное значение статических и циклических нагрузок, а также коррозию, особенно коррозию трения, которая является результатом небольших повторных перемещений двух контактирующих поверхностей.

Усталостные разрушения обычно обусловлены многими тысячами или миллионами циклов нагружения. Однако они могут возникать и после сотен или даже десятков циклов.

Все элементы, детали и узлы ВС подвержены действию динамических нагрузок при движении по земле и в полете. Переменные нагрузки различного характера, действующие на элементы конструкции, детали агрегатов и устройств, обусловливают соответствующие переменные напряжения, которые в конечном итоге приводят к усталостным разрушениям. Скорость процессов механического разрушения нагруженных деталей и узлов, соответственно и время до разрушения зависят от структуры и свойств материалов, от напряжений, вызываемых действующими нагрузками, температуры и других факторов. Однако характер разрушения от усталости материала имеет своеобразный вид, отличный от хрупкого разрушения.

Усталостное разрушение детали начинается обычно вблизи металлургического или технологического дефекта, зоны концентрации напряжений, а также при наличии технологических дефектов в изделиях.

Как известно, статическое разрушение определяется, в основном, вероятностью возникновения в полете большой нагрузки, например, от воздушного порыва, в результате которого на ВС будет действовать нагрузка, превышающая предел статической прочности конструкции, т.е. возможность статического разрушения - это по существу вопрос вероятности появления большой нагрузки.

Усталостное разрушение при данных предположениях - результат приложения достаточного числа циклов нагрузки или достаточного числа полетов ВС на определенное расстояние.

Главное различие между усталостными и статическими нагружениями заключается в следующем:

• основным фактором усталостной прочности при данном распределении нагрузок, даже с учетом разброса данных, является число изменений нагрузок или срок эксплуатации; для статической прочности и разрушения - действующая нагрузка;

• характер вероятностного подхода к усталостному нагружению значительно отличается от характера вероятностного подхода к статическому нагружению - для конкретных условий эксплуатации вероятность влияния одинарной большой нагрузки на ВС, например, от воздушного порыва, превышающей статическую разрушающую, не зависит от времени эксплуатации. Это может произойти в начале и в конце срока службы. Вероятность же усталостного разрушения изменяется в процессе эксплуатации, значительно возрастая к концу срока службы. При этом конструкторы и ученые полагают, что назначенный ресурс или предельный срок службы и соответствующий уровень вероятности должны быть такими, чтобы частота повторяемости разрушения имела достаточно малое значение, которое, если это возможно, было бы общепринятым. Таким значением вероятности является 10 9, что и принято за основу ведущими зарубежными и отечественными авиационными фирмами.

Авиационные специалисты считают, что коррозия, как и усталостное повреждение, в той же мере определяет срок службы авиационной конструкции. Часто источники коррозии - повреждения конструкции при загрузке ВС на земле и царапины обшивки.

Известно, что коррозионные повреждения конструкции целиком зависят от условий эксплуатации ВС и качества технического обслуживания.

В инструкциях, прежде всего, обращается внимание на коррозию основных силовых элементов конструкции. Установлено, что коррозия в большей мере вызывается внутренними, чем внешними факторами. Так, причина коррозии - жидкости, пролитые в зоне буфета (в особенности фруктовые соки) и туалетов.

Зоны конструкции фюзеляжа, наиболее подверженные коррозии и усталостным трещинам (заштрихованы).

Наименее опасна в усталостном отношении общая (равномерная) коррозия. Но в реальных условиях эксплуатации равномерная коррозия в чистом виде встречается редко и обычно дополняется язвенным поражением. Влияние такой коррозии на сопротивление усталости.

Видно, что в зависимости от площади и глубины коррозионного поражения, усталостная долговечность сплава Д16Т существенно снижается. При этом площадь коррозионного поражения уменьшает сопротивление усталости в меньшей степени, чем диаметр и глубина коррозионных язв.

При эксплуатации процессы накопления усталостных и коррозионных повреждений чередуются с частичным наложением друг на друга. Обычно считается, что коррозионные поражения развиваются на стоянках, а усталостные - в полетах. Коррозионные повреждения являются концентраторами напряжений.

Положения и подходы, применяемые в обосновании ресурсов в пределах 103 л. ч в течение 20-25 лет эксплуатации, обусловливают необходимость использовать при обеспечении безопасности полетов на современном этапе наряду с принципом «безопасного ресурса» также прогрессивный принцип «безопасного повреждения».

Этот последний принцип допускает усталостные повреждения на элементах конструкции в течение интервала времени между двумя последовательными осмотрами при условиях, что этот интервал не слишком велик, повреждение не достигает своего предельного состояния и не приведет к разрушению конструкции в целом.

Следовательно, критерий прочности самолета, утверждающий недопустимость образования трещин, неверен для конструкции в целом, поскольку в условиях длительной эксплуатации самолетов практически невозможно избежать усталостных трещин в отдельных ее элементах. Необходимо вовремя обнаружить трещины и не допустить их дальнейшего развития за предельно допустимые размеры.

Таким образом, прочностной ресурс воздушного судна следует определять на основе критерия прочности, учитывающего интенсивность зарождения и развития трещин для конструкции в целом и в элементах, которые не приводят к катастрофическому исходу.

Существует концепция, по которой считается, что в течение 30 мин. 101 л. ч должна обеспечиваться безопасность, а далее до 60 * 103 л. ч - эксплуатация обеспечивается за счет свойства живучести конструкций.

Напомним, что под живучестью ВС или его функциональных систем понимается свойство, обеспечивающее нормальное выполнение заданных функций в полете (или полетах) с отдельными неисправностями или повреждениями их элементов или узлов. Она обеспечивается наличием резерва, специфическими конструктивными решениями, благоприятствующими достаточно медленному развитию повреждения и достаточной прочности при наличии неисправности, легкодоступностью для обнаружения повреждения и объективным контролем, если это возможно.

Опыт показывает, что в процессе длительной эксплуатации износы узлов, усталостные и коррозионные повреждения являются наиболее массовыми неисправностями.

Усталостные трещины приводят к уменьшению прочности конструкции и определяют ее прочностную надежность. Поэтому при проектировании необходимо предусмотреть соблюдение следующих условий: развитие и распространение трещины в элементах конструкций должно быть настолько медленным, чтобы остаточная статическая прочность при развитии трещин до размеров ее визуального обнаружения была достаточна для безотказной эксплуатации ВС без ограничений.

Рассмотрим некоторые результаты испытаний образцов обшивки фюзеляжа ВС с герметической кабиной. Так, показана схема развития усталостной трещины в панелях фюзеляжа самолета DC-10. Остаточную прочность фюзеляжа самолета DC-10 исследовали на панелях размером 4267 х 2642 мм с радиусом кривизны ЗОЮ мм. Испытания проводили в условиях комбинированного нагружения, моделирующего инерционные нагрузки и давление наддува в пассажирской кабине. Для этого взяли панель с верхней части обшивки с имеющейся начальной трещиной, равной 12 мм. Как видно, на первом этапе испытаний при номинальном давлении 0,65 Па до 15 000 циклов рост трещины практически не наблюдался. После выполнения надреза в силовом элементе и некоторого повышения внутреннего давления скорость роста трещины стала увеличиваться, не достигая, однако опасного значения. При 46 000 циклов произошло разрушение центрального шпангоута, далее разрушение обоих шпангоутов, что повлекло за собой резкое увеличение скорости развития трещины и разрушение других силовых элементов. Полное разрушение панели произошло при длине трещины 1157 мм и при давлении, превышающем в 1,53 раза номинальное давление в кабине.

Аналогичные испытания, проведенные на других панелях с набором силовых элементов, показали возможность создания конструкций повышенной живучести и применения принципа «безопасной» повреждаемости конструкции с обеспечением контроля ее технического состояния при ТО.

Однако наиболее опасны усталостные разрушения элементов конструкции фюзеляжа. Так, трещины в обшивке фюзеляжа самолета «Комета», возникшие вблизи вырезов для окон, явились причиной двух катастроф самолетов этого типа.

Основная причина появления трещин повторные нагрузки обшивки фюзеляжа с герметической кабиной самолета «Комета» и недостатки конструкции. Как известно, обшивка самолета испытывает повторные нагрузки растяжения-сжатия. Они и обусловили развитие трещин в местах концентрации напряжений. После выполнения доработок обшивки трещины подобного типа не наблюдались.

Конструкция повышенной живучести допускает определенные размеры повреждений, которые должны удовлетворять более общим нормативным требованиям. Так, например, фирма «Дуглас» полагает, что остаточная прочность конструкции пассажирского самолета должна быть обеспечена при трещине в крыле длиной до 400 мм с разрушенным посередине стрингером, а в фюзеляже при продольной трещине длиной до 1000 мм с разрушенным посередине титановым стоппером или при поперечной трещине длиной до 400 мм с разрушенным посередине лонжероном.

Фирма «Локхид» определяет следующие допустимые повреждения для фюзеляжа: в обшивке допускается трещина длиной 300 мм с разрушенным посередине шпангоутом или стрингером; продольная трещина в обшивке - до 500 мм; трещина, идущая от угла какого-либо выреза, до 300 мм с разрушением одного шпангоута или стрингера.

В требованиях ICAO указывается, что минимальный уровень остаточной прочности поврежденных конструкций должен соответствовать значению максимальной эксплуатационной нагрузки, равной 66,6 % расчетной для наиболее важных расчетных случаев нагружения.

ГОСТ 27.002 83 определяет долговечность как свойство объекта сохранять работоспособность до определенного состояния при установленной системе ТОиР АТ. Предельное состояние может быть обусловлено: неустранимым нарушением требований безопасности полетов из-за нарушения прочности конструкции; неустранимым уходом параметров агрегатов и устройств за пределы допусков; неустранимым снижением эффективности; необходимостью выполнения капитального ремонта в соответствии с действующей нормативно-технической документацией.

Как и безотказность, долговечность закладывается при проектировании ВС, обеспечивается на производстве и поддерживается в процессе эксплуатации. Для АТ долговечность определяется из условия безопасности полета и целесообразности ее дальнейшего применения исходя из сравнительной эффективности и возможности замены более совершенными образцами. При проектировании изделий АТ учитывают возможные нагрузки во время эксплуатации, режимы работы; выбирают соответствующий материал для деталей, методы технологической обработки. Для элементов, работающих в условиях трения, подбирают материалы, наиболее износостойкие в предполагаемых условиях работы, и т. д.

Все это позволяет конструкторам не только создавать работоспособные конструкции, но и проводить соответствующие расчеты й обеспечивать требуемые нормы долговечности проектируемой техники.

Долговечность как свойство конструкции зависит от многочисленных факторов, которые можно разделить на прочностные, эксплуатационные и организационные.

Прочностные включают в себя конструкторские, производственные, технологические, нагрузочные и температурные факторы. Среди них: концентраторы напряжения в элементах конструкции и остаточные напряжения, возникающие при несовершенной технологии и за счет пластических деформаций при сборке узлов и ремонте; свойства материалов и их изменение во время эксплуатации, в том числе начальная статическая прочность; предел усталости; коэффициент интенсивности напряжений для разрушений типа отрыва и сдвига.

Специалисты считают, что, используя современные достижения науки, техники и технологии, можно обеспечить долговечность частей конструкции магистральных самолетов до 40 • 103 л. ч. Без появления трещин самолет может налетать 30 х х 103 л. ч. Если принять, что экономически выгодный ресурс (или длительность эксплуатации) составляет 60 • 103 л. ч, то гарантированно можно обеспечить примерно половину этого срока, а остальную половину ВС будем эксплуатировать с допустимыми повреждениями деталей и агрегатов и их заменой при ремонтах.