книги из ГПНТБ / Соломонов, П. А. Надежность планера самолета

Расчет на статическую прочность ведется на разрушающие нагрузки, т. е. праз= пэкси = п.

Тогда

(5.2)

Яраз

Чем больше коэффициент безопасности (/с), тем надежнее конструкция, но это увеличение приводит к перетяжелению кон­ струкции, а следовательно, к снижению летных данных само­ лета.

Коэффициент безопасности (/с) можно представить в виде произведения нескольких сомножителей (fu f2, . .., fn), каждый из которых учитывает различные факторы. Основным сомножи­ телем является коэффициент /ь который обеспечивает исключе­ ние остаточных деформаций при максимальных эксплуатаци­ онных перегрузках, т. е.

пасности учитывают многократность приложения нагрузок, тех­ нологию изготовления узлов, материал конструкции, степень совершенства расчетов и другие факторы. Коэффициенты безо­ пасности для различных силовых элементов конструкции различ­ ны, они задаются нормами прочности и колеблются в пределах

1,5—2,0.

Как уже указывалось, появление неисправностей элементов конструкции планера самолета, вызванных многократно прило­ женными эксплуатационными нагрузками, не превышающими максимальных эксплуатационных нагрузок, предъявило требо­ вание к обеспечению статической выносливости элементов кон­ струкции планера. Прочность при многократно повторяющихся нагрузках названа статической потому, что маневренные нагруз­ ки и нагрузки от порывов ветра нарастают и убывают плавно по сравнению с вибрационными, их практически можно считать статическими. Это указывает на близкое родство этого вида прочности с известным видом динамической прочности — вибро­ прочностью или выносливостью. Однако этот вид прочности не тождествен выносливости. Требование обеспечения минималь­ ной массы самолетных конструкций приводит к значительному повышению допустимых напряжений в условиях эксплуатации и снижению их сроков службы, что существенно меняет метод подхода к обеспечению вибрационной прочности и стати­ ческой выносливости конструкции самолетов.

Вопрос о прочности при повторных нагрузках изучается ис­ следователями уже более 1С0 лет. В современной терминологии

190

этот вопрос известен, как выносливость (или усталость; мате­ риала конструкций. Под термином «выносливость» понимается свойство материала сопротивляться разрушению от многократ­ но повторяющихся нагрузок. До последнего времени подавляю­ щее большинство исследований усталости материалов проводи­ лось при частотах нагрузок v=1000—3000 цикл/мин. Эти данные в основном были получены для расчета деталей и конст­ руктивных элементов на выносливость, т. е. для расчета их на неограниченно длительную работу. Такой расчет оправдан для деталей и элементов конструкции общего машиностроения из-за большого срока их эксплуатации. Однако применить этот рас­ чет к планеру самолета нельзя. Продолжительность эксплуата­ ции самолета весьма ограничена из-за «морального» старения, а также быстрого развития и совершенствования новых конструк­ ций. Кроме того, для обеспечения высоких летно-технических ха­ рактеристиксамолета необходимо, чтобы масса его была как мож­ но меньше. Это приводит к тому, что в элементах конструкции планера необходимо допускать относительно высокие уровни напряжения. Следовательно, самолетные конструкции рассчиты­ ваются на ограниченный срок службы, т. е. в элементах их конст­ рукции допускаются напряжения от повторных эксплуатацион­ ных нагрузок, значительно превышающие предел выносливости.

Однако следует иметь в виду, что эффект действия на конст­ рукцию вибрационных нагрузок, вызывающих усталость метал­ ла, по ряду внешних признаков похож на эффект действия пов­ торных статических нагрузок. Достаточно полно разработанной теории усталостного процесса, протекающего в металле, в на­ стоящее время 'пока не существует, но некоторые положения, описывающие этот процесс, являются достаточно установивши­ мися и согласующимися с экспериментальными данными. Ос­ новной причиной усталостных разрушений в металлических кон­ струкциях, по современным воззрениям, считается появление в некоторых кристаллах, из которых состоит всякий конструкцион­ ный сплав, пластической деформации, в то время как в осталь­ ной массе металла (в остальных его зернах) деформации при данной нагрузке являются вполне упругими. Поэтому среднее напряжение в образце (или детали) при этом может и не превы­ шать предела упругой деформации металла. Но многократное повторение нагрузки может привести к увеличению деформации в зернах, в которых начались сдвиги, и вовлечению в нее сосед­ них зерен. В дальнейшем при достаточно высоком повторном напряжении с увеличением количества нагрузок эта пластиче­ ская деформация может нарастать, что может вызвать микрогрещину. Микротрещина вызывает дополнительную концентра­ цию напряжений, при увеличении количества нагрузок трещина будет расти, и это может привести к разрушению детали.

Статическая прочность и статическая выносливость различа­ ются между собой по влиянию на них различных факторов и по

191

характеру разрушения. Прежде всего вероятность разрушения планера самолета, не имеющего конструктивно-производствен­ ных дефектов от однократной эксплуатационной нагрузки, прак­ тически близка к нулю. Вероятность разрушения от повторных нагрузок равна единице при достаточно длительной эксплуатации. При этом имеется в виду, что фактическая прочность элементов конструкции планера самолета соответствует требованиям норм прочности, а технология изготовления — необходимым требова­

к

ниям. В процессе эксплуатации на элементы конструкции плане­ ра самолета действует достаточно большое количество малых и средних нагрузок, а из условий статической выносливости кон­ струкция самолета может выдержать орграниченное число нагрузок. Из этого следует, что каждый самолет при достаточ­ ной продолжительности эксплуатации должен разрушиться, т. е. вероятность разрушения от повторных нагрузок практически равна единице. Кроме того, с повышением прочности применя­ емых материалов (с увеличением временного сопротивления ств) статическая прочность практически сохраняется, а статическая выносливость при тех же коэффициентах повторных нагрузок k = Оповт/Празр уменьшается (рис. 79). Здесь: стПОвт — напряжение в испытываемом элементе конструкции при нагружении его пов­ торными нагрузками; ара3р — напряжение в испытываемом эле­ менте конструкции при его разрушении однократной статической нагрузкой; k — коэффициент нагрузки.

Обычная концентрация напряжений, особенно образцов из вы­ сокопрочных материалов, незначительно (« н а 3—10%) умень­ шает статическую прочность, а статическая выносливость при этом снижается в несколько раз ( « 3 —7 раз).

Значительное влияние на статическую выносливость оказыва­ ет предварительное перенапряжение (предварительное нагру­ жение нагрузкой, превышающей по абсолютной величине после­ дующие нагрузки, но не вызывающей остаточных деформаций).

192-

В то же время на статическую прочность предварительное пе­ ренапряжение практически не влияет.

Известно, что разрушения от однократной и повторных на­ грузок очень часто происходят в разных местах (рис. 80). Кро­ ме того, при разрушении образцов повторными нагрузками в месте появления трещин деформации практически не бывает, а при разрушении однократной нагрузкой они оказываются до­ вольно значительными. На рис. 81 показана эпюра деформаций

и статической выносливости не установлено. На­ грузка, приложенная к образцу или конструк­ ции большое количество раз, вызывает сравни­ тельно малую потерю статической прочности. Поэтому проверку оставшегося технического ре­ сурса конструкций, находящихся в эксплуата­ ции, методом определения статической прочно­ сти нельзя считать надежной. Приходится испы­ тывать на повторные нагрузки планер самолета или его узлы.

Таким образом, для решения проблемы проч­ ности самолета при длительной эксплуатации не­ обходимо провести исследование нагрузок и условий работы элементов конструкции планера в процессе эксплуатации и определить выносли­ вость элементов конструкции самолета при этих нагрузках и условиях эксплуатации.

В процессе эксплуатации самолета на элементы конструкции действуют различные нагрузки как по величине и частоте нагру­ жения, так и по характеру их приложения.

Характер нагрузки оказывает значительное влияние «а стати­ ческую выносливость. Так, с увеличением частоты нагружений статическая выносливость увеличивается (рис. 82). При напря­ жениях в элементах конструкции, значительно превышающих предел выносливости, это влияние особенно заметно, причем чем меньше коэффициент нагрузки k, тем значительнее влияние час­ тоты. Однако с увеличением прочности сплавов влияние частоты на статическую выносливость уменьшается.

Сильное влияние -на характеристики выносливости материала оказывает характер изменения нагрузки, в частности, асиммет­ рия цикла нагружения (рис. 83). Асимметрией цикла нагрузки (а) называется отношение средней нагрузки Р ср к абсолютному

\рп

одинаковой максимальной величине напряжения наиболее тяже-

лым режимом нагружения является режим симметричного цик­ ла, т. е. когда напряжения в образце от растяжения и сжатия равны. Статическая выносливость при сжатии, как правило, вы­ ше, чем статическая выносливость при растяжении (см. рис. 84). Кроме того, необходимо иметь в виду, что с увеличением часто­ ты нагружений увеличивается влияние асимметрии цикла на­ грузки на статическую выносливость.

Силовые элементы планера самолета испытывают в полете весьма разнообразные по величине и направлению нагрузки, чередование которых происходит беспорядочно. Поэтому очень важным является вопрос, как суммируются повреждения конст­ рукции от различных нагрузок. Результаты лабораторных испы­ таний показывают, что при постепенном увеличении каждой по­ следующей нагрузки (или каждой группы нагрузок) по отноше­ нию к предыдущей получаемые повреждения суммируются и не влияют друг на друга, т. е. оправдывается гипотеза линейного суммирования повреждений, которая заключается в следующем: если N{P— количество циклов нагружений данной амплитуды и данной частоты, при котором происходит разрушение конструк­ ции, когда ее нагружают только этой одной нагрузкой, a Ni—ко­ личество циклов нагружений соответствующих амплитуды и частоты, приложенных к конструкции (Л^<СЛ/*р ), то разрушение лроизойдет при соблюдении равенства

П

При несоблюдении указанной последовательности нагрузок типотеза суммирования повреждений «е оправдывается. Одной

1 9 4 .

из причин отклонения от гипотезы суммирования является вли­ яние предварительного перенапряжения (рис. 84). Предвари­ тельное перенапряжение, т. е. нагружение нагрузкой, которая, превышает по абсолютной величине последующие нагрузки, но не вызывает в конструкции остаточных деформаций, значитель­ но увеличивает статическую выносливость, если нагрузка пере­ напряжения имеет одинаковый знак с последующей нагрузкой. Перенапряжение нагрузкой с противоположным знаком по отно­ шению к последующей нагрузке снижает статическую выносли­ вость. При симметричном цикле на­

выносливости.

Математическое выражение линейной теории суммирования повреждений получается при предположении, что разрушение от переменных нагрузок произойдет после накопления материалом^ определенного постоянного количества работы Л. Так как рабо­ та пропорциональна количеству приложенных циклов нагрузки* то

где А — работа от приложения всего спектра переменных нагру­ зок (или только NiP), после чего происходит разрушение конст­ рукции;

А{ — работа от приложения произвольного количества цик­ лов (N{);

Ni

—г.------ величина снижения статической выносливости конст-

рукции от действия N{ циклов данной нагрузки.

Согласно принятому предположению в момент разрушения

1 9 5 .

Пп

(5.7)

/=1

Последнее равенство выполнимо только при условии

П

N iP

Однако в действительности в результате влияния чередова­ ния нагрузок, технологии изготовления образцов и конструкций, структурных различий материалов, из которых они изготовлены, и других факторов это равенство не выполняется.

По данным лабораторных исследований при нагружении об­ разцов и элементов конструкции выполняется следующее соот­ ношение:

В настоящее время нет достаточно надежной гипотезы сум­ мирования, справедливой для любого закона чередования на­ грузок. Однако с достаточной надежностью для практики можно

принять

П

(5. 10)

При этом делается допущение в сторону запаса выносливо­ сти, т. е. в сторону повышения надежности конструкции в экс­ плуатации.

Определив суммарное снижение статической выносливости конструкции за один полет (один час полета) или одну взлетопосадку, можно ориентировочно расчетным методом оценить тех­ нический ресурс (Т) конструкции:

УЧ Nj

/- 1 n ip

Вбольшинстве случаев при действительном нагружении кон­ струкции повторными нагрузками с малой частотой может иметь место наложение на них вибрационных нагрузок со сравнитель­ но малыми амплитудами напряжений, которые снижают стати­ ческую выносливость. Следовательно, при оценке технического ресурса элементов конструкции планера самолета необходимо также учитывать влияние вибрационных нагрузок.

196

Следует остановиться еще на двух факторах, существенно влияющих на выносливость и имеющих место при эксплуатации самолета — коррозии и температуре. В коррозионной среде про­ исходит значительное снижение усталостной прочности элемен­ тов конструкции планера. Так, например, выносливость в мор­ ской воде и морских брызгах снижается в 3—5 раз. Поэтому при анализе статической выносливости необходимо обязательно учи­ тывать влияние коррозии.

Очень большое влияние на характеристики статической вы­ носливости оказывает температура конструкции. Влияние темпе­ ратуры элементов конструкции планера на снижение выносли­ вости необходимо учитывать при назначении срока службы пла­ нера самолета.

Современные самолеты имеют сложные клепаные или свар­ ные конструкции, в которых есть большое количество концентра­ торов напряжения. Поэтому испытания образцов натурных па­ нелей дают значительно меньшую статическую выносливость, чем простые образцы, что приводит к необходимости испытаний на повторные нагрузки натурных элементов конструкции само­ лета и целых самолетов.

Таким образом, из приведенного краткого обзора некоторых вопросов статической выносливости элементов конструкции пла­ нера самолета, от которой зависит его технический ресурс, вы­ текает необходимость учета при определении сроков службы самолетных конструкций, характера нагрузок (частоты, асиммет­ рии цикла, чередования нагрузок, влияния вибрационных, акус­ тических и температурных нагрузок) и статической выносливо­ сти элементов конструкции планера при эксплуатационном спектре нагрузок.

К основным направлениям исследований по установлению безопасных сроков службы планера самолета в настоящее вре­ мя относятся следующие:

1) разработка общей методологии определения срока службы планера самолета;

2) исследование характера, величины и количества перемен­ ных нагрузок, действующих на элементы конструкции планера в процессе эксплуатации. Большое внимание уделяется исследо­ ванию повторяемости перегрузок в центре тяжести самолета, маневренных нагрузок, нагрузок от порывов ветра, вибрацион­ ных и акустических нагрузок, нагрузок, вызванных аэродинами­ ческим нагревом конструкции, а также тепловым воздействием силовых установокк;

3) исследование влияния характера нагрузок на характери­ стики выносливости материала.

Особое внимание уделяется исследованию воздействия на­ грузок относительно большой величины, превышающих предел выносливости;

1 9 7

4)исследование влияния чередования нагрузок на характер статической выносливости;

5)разработка методов составления программ испытаний са­ молетов на повторные нагрузки, реально отражающих действи­ тельные условия эксплуатации. Натурные испытания отдельных агрегатов планера самолета и всего планера самолета;

6)разработка теории усталостного разрушения при воздей­ ствии на конструкцию всего комплекса действующих нагрузок;

7)разработка программ лидерных испытаний;

8)исследования по установлению влияния условий эксплуа­ тации на снижение прочностных характеристик материалов.

5.2.Работы по определению начального срока службы

планера самолета

Технический ресурс планера самолета зависит от целого ряда разнообразных, взаимосвязанных и взаимозависящих факторов.

Основными из них являются следующие:

—степень совершенства конструкции самолета;

—степень соответствия технологии изготовления планера

самолета, его агрегатов и деталей оборудования предъявля­ емым требованиям;

—материалы, применяемые в самолетостроении;

—особенности и условия эксплуатации самолета;

—количество и качество профилактических ремонтов в про­ цессе эксплуатации;

—количество и объем ремонтов в результате аварии и поло­

мок;

—степень подготовленности летного и технического состава, эксплуатирующего и обслуживающего авиационную технику.

Технический ресурс планера самолета обеспечивается всем комплексом работ, направленных на определение безопасного срока службы планера самолета. К ним относятся работы по оценке и обеспечению статической и динамической прочности элементов конструкции планера самолета как в процессе проек­ тирования и серийного производства, так и в процессе испыта­ ний.

Технический ресурс планера современного самолета в основ­ ном определяется статической выносливостью элементов конст­ рукции планера.

Сложность и недостаточная изученность вопросов прочности авиационных конструкций при действии повторных нагрузок пока не позволяет в настоящее время предложить сколько-ни­ будь надежного метода для однозначного определения безопас­ ного срока службы планера самолета при запуске самолетов в серийное производство. Технический ресурс планера самолета в настоящее время может быть определен лишь методом последо­ вательных приближений на основании исследовательских работ,

198

лабораторных испытаний образцов и конструкций, опыта эксплу­ атации и ремонта авиационной техники [7, 13, 22]. .

В качестве первого приближения технический ресурс плане­ ра современного самолета может быть определен в два этапа:

первый этап — определение начального срока службы; второй этап — определение предельного срока службы (тех­

нический ресурс).

В процессе выработки предельного срока службы на основа­ нии опыта эксплуатации и ремонта, результатов исследования и испытаний уточняется установленный предельный срок службы планера самолета.

Для обеспечения требуемого технического ресурса планера самолета и повышения статической выносливости элементов его конструкции необходимо провести ряд мероприятий, начиная от проектирования самолета, построения опытного образца и кон­ чая запуском самолета в серийное производство и массовой экс­ плуатацией. Своевременное и правильное выполнение этих тре­ бований обеспечит необходимую статическую выносливость элементов конструкции планера, а следовательно, надежность и безопасность эксплуатации. Повышение статической выносливо­ сти существенно зависит от своевременности и полноты работ на раннем этапе проектирования и постройки опытного образца самолета. На этом этапе создания самолета устанавливается на­ чальный срок службы. В определении начального срока службы важное место должен занимать сбор и анализ материалов по эксплуатации, ремонту, лабораторным испытаниям и исследова­ ниям однотипных самолетов. Необходимо иметь статистические данные повторяемости маневренных нагрузок и перегрузок от порывов ветра в центре тяжести самолета, величины и характер нагрузок основных силовых узлов при этих перегрузках. Эти материалы дают возможность представить примерное нагруже­ ние элементов конструкции планера.

Материалы испытаний на повторные нагрузки образцов и элементов конструкции, а также целых самолетов, однотипных с проектируемым, дают представление о статической выносли­ вости основных силовых узлов планера самолета, о наличии са­ мых слабых мест конструкции и способах повышения их стати­ ческой выносливости.

При постройке самолета нового образца основные силовые элементы конструкции планера подвергаются статическим испы­ таниям и испытаниям на повторные нагрузки. Если при этих ис­ пытаниях обнаруживается недостаточная статическая прочность

го образца производятся приблизительные расчеты статической выносливости основных силовых элементов конструкции. В ре­ зультате этих расчетов, испытаний на повторные нагрузки основ­ ных силовых элементов конструкции выбираются наилучшие ва­

199