Оценка индивидуaльной нагруженности и величины условной повреждаемости конструкции плahepа маневренного самолета Текст научной статьи по специальности «Строительство и архитектура»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXVII ~ 199 6

№1-2

УДК 629.735.33.015.4:539.43

ОЦЕНКА ИНДИВИДУАЛЬНОЙ НАГРУЖЕННОСТИ И ВЕЛИЧИНЫ УСЛОВНОЙ ПОВРЕЖДАЕМОСТИ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА

В. М. Адров, В. Н. Меженков, Е. Л. Погребинский

- Предложена методика экспресс-оценки нагруженносги и повреждае-

мости элементов конструкции планера маневренного самолета. Методика основана на использовании модели построения индивидуальных кривых повторяемости перегрузок в данном полете. При расчетах эквивалентной по повреждаемости наработки планера и оценках запасов ресурса учитываются продолжительность полета, максимальная перегрузка и вес самолета. Показано, что неучет массы самолета может приводить как к завышению, так и к занижению запасов ресурса планера в два и более раз, а ведение учета запасов ресурса по налету не отражает физической картины исчерпания ресурса и, следовательно, некорректно. Приведена номограмма для определения эквивалентной наработки планера по параметрам полета.

Многочисленные исследования эксплуатационной нагруженности маневренных самолетов, проводимые на протяжении длительного периода их эксплуатации, показывают, что имеется широкая' вариация спектров нагружения от экземпляра к экземпляру у однотипных самолетов [1—3]. Результаты исследований свидетельствуют о существенном рассеянии эксплуатационной нагруженности и, следовательно, темпа накопления величины усталостной повреждаемости не только между различными видами полетных упражнений, но также и при выполнении одного и того же упражнения одним и тем же пилотом. По этой причине фактический темп расходования ресурса даже у однотипных самолетов может отличаться в 15—20 раз.

В последние годы многие зарубежные и отечественные авиационные компании активно проводят работы по созданию и внедрению различных систем контроля за выработкой ресурсного потенциала планера самолетов на основе методик наземной и бортовой обработки полетной информации [2—6]. Основная цель, которую преследуют компании при создании подобных систем,— снижение уровня неопределенности при оценке величины усталостного повреждения, накоплен-

ного планером, изыскание «скрытых» запасов по долговечности (ресурсу). Однако внедрение таких систем, особенно основанных на детальном контроле параметров напряженного состояния в «критических» по ресурсу зонах конструкции, сопряжено с необходимостью проведения большого объема исследовательских работ, применения относительно сложной в оперативном плане методики обработки полетных данных и требуют существенных трудозатрат, высокой квалификации специалистов и использования современных математических комплексов.

Применяемые в настоящее время упрощенные методики оценки нагруженности и учета накопленной повреждаемости планера основаны, как правило, на использовании данных о перегрузках в центре тяжести, оказываются неэффективными [2, 3], поскольку значения параметров напряженного состояния в конкретной «критической» зоне конструкции могут находиться в функциональной зависимости не только от перегрузки Пу, но и от других параметров полета (массы самолета, наличия внешних подвесок и др.).

В данной статье рассматривается одна из методик оценки нагруженности и повреждаемости конструкции планера за конкретный полет, основанная на учете времени полета, достигнутой за полет максимальной перегрузки и средней полетной массы самолета. В основе предлагаемого подхода лежит построение и использование индивидуальных кривых повторяемости перегрузок и предположение о наличии устойчивой функциональной связи номинальных напряжений, действующих в критическом сечении, конструкции с перегрузкой в центре масс и массой самолета:

СТНОМ = /(^У> (1)

Расчет повреждаемости конструкции осуществляется по полученному спектру нагружения планера, заданному индивидуальными кривыми повторяемости перегрузок [7].

Построение индивидуальных кривых повторяемости нагрузок (перегрузок). Индивидуальные кривые повторяемости нагрузок (перегрузок) формируются на основе имеющихся данных о достигнутых за время полета экстремальных перегрузках, продолжительности полета и статистической информации о нагруженности самолетов парка.

Известный способ [8] оценки нагруженности и накопления усталостной повреждаемости конструкции планера за полет основан на использовании индивидуальных кривых повторяемости перегрузок, эквивалентных, по А. Одингу, значениям перегрузки в центре масс самолета. Графики индивидуальной кривой повторяемости перегрузок для конкретного полета получаются путем поворота «мастер»-кривой относительно точки А (рис. 1), для которой характерен минимальный разброс интегральной повторяемости при значениях в®1“ =0,5, что подтверждается результатами анализа графиков интегральной повторяе-

мости эквивалентных вертикальных перегрузок, выделенных по методу полных циклов для маневренных самолетов, эксплуатируемых различными организациями.

В общем виде «мастер» -кривая — это кривая, построенная на основе статистической обработки представительного числа полетов маневренных самолетов парта, которую приближенно для большинства типов самолетов можно представить в полулогарифмических координатах в виде прямой линии:

Ht(nэкв) = Nае-*”**, (2)

где Н, — интегральная повторяемость перегрузок за час полета, Щ и а — коэффициенты уравнения.

Особенностью такого способа получения кривых интегральной повторяемости перегрузок является изменение повторяемости циклов нагружения в области больших значений перегрузок (т. е. маневренных) при постоянном общем числе циклов на один час налета Щ. Это приводит к автоматическому изменению числа циклов малых амплитуд (зона преимущественного влияния турбулентности атмосферы и неинтенсивных маневров), количество которых на один час полета, как правило, не меняется. Анализ статистических данных о нагруженности маневренных самолетов подтверждает справедливость последнего утверждения не только для самолетов данного типа, на которых выполняются различные полетные упражнения, но и для самолетов различных типов.

Недостатком метода [8] являются отсутствие учета влияния массы самолета на нагруженность и невозможность получения явных зависимостей от используемых коэффициентов для проведения анализа.

Предлагаемый способ экспресс-оценки нагруженности и накопленной усталостной повреждаемости, учитывающий достигнутую за полет максимальную перегрузку, время полета, среднюю полетную массу самолета и статистические данные о нагруженности планера, основан на несколько ином подходе построения индивидуальных кривых интегральной повторяемости перегрузок (КИПП) [7] и позволяет в известной степени преодолеть указанные недостатки.

В основу предлагаемого способа положены следующие предположения.

1. Рассматриваемые КИПП строятся как функции приращений для максимальных и минимальных перегрузок.

2. Вероятностные характеристики минимальных перегрузок остаются относительно стабильными как при выполнении полетных упражнений одной группы, так и разных групп, а также для разных

....— индиШуальные ириВые

------„мастер кривая

Рис. 1. Модель индивидуальных кривых повторяемости эквивалентных перегрузок

1пЩлщ

1пМв

\а

!\\ - | * V*

1 | е* V* 1 '

ЛЛу

типов маневренных самолетов и имеют незначительное рассеивание, т. е. левая часть «мастер»-кривой считается неизменной в каждом полете (рис. 2), что подтверждается результатами анализа статистических данных измерений.

3. Правая ветвь кривой трансформируется поворотом относительно некоторой точки А с координатами (ын(АПу),АПу),

соединяя прямой линией в полулогарифмических координатах точку поворота А и точку, соответствующую достигнутой в данном полете максимальной перегрузки (с1? с2,...), так, что индивидуальная кривая для данного полета представляет собой ломаную линию с двумя участками.

Верхний участок соответствует перегрузкам от неспокойного воздуха и маневрам с малой интенсивностью нагружения планера. Второй участок соответствует собственно маневренным нагрузкам.

Уравнение индивидуальной КИПП при таких условиях будет иметь следующий вид:

-----индивидуальные кривые

-----„ мастер "-кривая

Рис. 2. Предложенная модель индивидуальных кривых повторяемости перегрузок

у, при ДИу е[0, Ли*]; Ще~агАПу, при АПу е[Дл „ Ли щах];

(3)

где Л^о, а, р — коэффициенты, определяющие уравнение правой и левой ветвей «мастер»-кривой, Щ, а2 — коэффициенты, определяющие второй участок КИПП:

Щ = ще

-Ли»(а-а2)

а2 =■

- а Ди*

Ап

шах

Аи»

Вопросы, связанные с выбором значений точки перелома Ал», рассмотрим ниже.

Индивидуальная усталостная повреждаемость. Исходя из предположения, что величина номинальных напряжений в критическом по ресурсу сечении конструкции связана линейной зависимостью с изгибающим моментом, можно записать:

-'ном

г ■ МЛ

изг*

(4)

Величину изгибающего момента, действующего в критическом сечении, в зависимости от вертикальной перегрузки можно представить в следующем виде:

где к\жк2~ известные коэффициенты; Сг — вес самолета.

Связь между номинальными напряжениями стном и приращениями перегрузки с учетом (4) и (5) примет вид:

стном = + с2> (6)

где с\, С2 — коэффициенты:

(\~rknG, с2=г{вк1+к2).

Спектр номинальных напряжений, таким образом, будет представлять собой суперпозицию нагружений: постоянной составляющей нагрузки = с2 (нагрузка функционирования) с наложенными на

нее переменными нагрузками, амплитуда которых (положительные и отрицательные приращения) описывается кривыми повторяемости вида:

«ом, ПрИ ДсГном є[0,CjAii*];

7/ДАст ном) = Nfe ном, при Ааном є [с^Ди*, С\Ап max ],

дгоЄ-5К°мІ, при дСТном є[_оо, о],

(7)

где у = а / съ у2 = а2 / сх\ 8 = р / сь

Для расчета повреждаемости используется методика [7], позволяющая учесть постоянную составляющую нагрузки. В этом случае повреждаемость за полет вычисляется по формуле

г ПОЛ

= N0t

Т Лх.у) Л*,у)

N(x, у, с) J J N(x, у, с)

0 0 qAn*

дх

(8)

где хну — соответственно положительные приращения для максимумов и абсолютные значения отрицательных приращений для минимумов переменной нагрузки; /(х, у) — совместная плотность вероятности распределения величин х и у, полученная с учетом выражения (7); N(x, у, с) — выражение для кривой усталости, учитывающее величину постоянной составляющей нагрузки. Интеграл (8) при соответствующих предположениях относительно вида функции N(x, у, с) допускает аналитическое решение.

Применение способа для создания методики оценки и учета усталостной повреждаемости конструкции конкретного типа самолета. На основе приведенной выше методики экспресс-оценки накопления усталостной повреждаемости конструкции самолета могут быть получены относительно простые для практического использования зависимости в виде диаграмм, пригодные для ведения учета индивидуальной нагруженности и расхода ресурса непосредственно в эксплуатирующихся организациях.

Пусть выполнены необходимые предположения относительно функций /{х, у), Щх, у, с) [7]. Примем следующие значения для показателя кривой усталости вида №(<уэхв) = Сдсу^, где т = 4, параметров «мастер»-кривой и выражений (4), (5):

Щ = 91,5 ч"1, а = 1,64, р = 5,4 * кх = 0,84 м, к^ = -7,85 • 104 Н • м,

г = 0,235 10"9 м.

Для выбора величины А и, (точки перелома кривой повторяемости) проведем расчет повреждаемости для разных значений Ли*.

Расчеты показали, что для различных значений йдщ кривые |(Аи„) имеют экстремумы в районе значений аДи*е[1, 0; 1,4]. Границы этого диапазона имеют следующий физический смысл. Значение Ди,= 1 / а соответствует математическому ожиданию величины приращения пере1рузки для максимума, а значение Дл,= 1,4 / а соответствует приращению перегрузки для цикла, вносящего среднее повреждение | = 1/ ЛЬ* (среднестатистический полет). Поскольку в этом диапазоне кривые изменяются незначительно, то для удобства расчета примем Ди* = 1 / а. С учетом принятых предположений выражение для

повреждаемости за конкретный полет после аналитического вычисления интеграла (8) и некоторых упрощений примет вид:

\п

_

Со

-У 0,09 + 0,228* + 0,642*2 + уст(о,228 + 0,642* +1,06*2) -

у4

+у2а2(о,16 + 0,528* +1,26*2)} + -^{23,91 +11,79*2 + 6,85*2 +

У2

+у2о(п,79 + 6,85*2 + 3,64*2) + у2ст2(1,71 + 1,82*2 +0,736*2)}1, (9)

где * = у / а, *2 = у2 / а, а — постоянная составляющая в выражении (6).

Опыт применения методик учета расхода ресурса планеров в эксплуатации показал [5], что наиболее удобной формой его ведения является учет наработки в единицах эквивалентных типовых «ресурсных» полетов 7УЭКВ (эквивалентная наработка). При этом в качестве типового «ресурсного» полета принимается типовой полет, принятый в расчетах при определении ресурса. Величина эквивалентной наработки в данном полете равна отношению повреждаемости в данном полете, вычисленному по формуле (9), к величине повреждаемости типового «ресурсного» полета §т п, вычисленной при помощи «мастер»-кривой

(см. рис. 2) с соответствующими параметрами арасч, Щ9**, Рр^:

Яэкв=-^- (10)

?т.п

Результаты применения методики. На рис. 3 представлены зависимости Диш от максимальной перегрузки за часовой полет для различных значений среднего веса (7 самолета. Для типового полета принято: «расч = 1,24, = 70,0 час"1, Ррасч = 5,4 ч.

приведена кривая рассчитанная по

Здесь же

значениям перегрузки. Анализ данных рис. 3 позволяет отметить следующее.

1. Неучет веса самолета при расчете накопленной усталостной повреждаемости конструкции только по значениям перегрузки может приводить к занижению или завышению ее оценок в конкретном полете в два и более раз.

2. Оценка расхода ресурса по величине перегрузки дает приемлемые значения лишь для среднестатистического веса самолета.

Поскольку физические основы методики оценки нагруженности и индивидуального расхода ресурса по величинам номинальных напряжений более очевидны, чем по перегрузкам в центре масс, оценки безопасного запаса ресурса, полученные по предложенной методике, представляются более корректными. Для удобства пользования методикой и формулами (9), (10) на рис. 4 приведена номограмма, позволяю-

пт'н

1от¥н

—— расчеты по предложенной методике —--------- без учета Веса самолета

Рис. 3. Зависимость величины эквивалентной наработки планера N3a от максимальной перегрузки в полете Лщах и веса самолета <?2

Рис. 4. Номограмма для определения эквивалентной наработки планера самолета за полет

щая определять эквивалентную наработку планера по значениям параметров полета.

Анализ расположения шкал и поля номограммы показывает, что величина эквивалентной наработки при небольших значениях njf8* и

особенно при малых значениях веса практически не зависит от продолжительности полета. Этот факт является следствием того, что учет расхода ресурса планера самолета по наработке в летных часах не отражает сути явления исчерпания несущей способности конструкции и может приводить к ошибочным выводам.

Представленная методика учета индивидуальной нагруженности и накопленной повреждаемости конструкции планера маневренного самолета может применяться до внедрения в эксплутацию более прогрессивной бортовой системы автоматизированного учета нагруженности по параметрам полета. Методика позволяет для проведения экспресс-оценки нагруженности обходиться минимальным числом параметров полета, регистрируемых бортовыми устройствами (максимальная перегрузка за полет, время полета, средний вес самолета в конкретном полете). Несмотря на свою простоту методика удовлетворительно отражает физические аспекты усталостной повреждаемости конструкции в эксплуатации.

ЛИТЕРАТУРА

1. Jonge J. В. Load experience variability of fighter aircraft // The Australian Aeron. Conf.— 1989, Melbourne.

2. ConorP. C. The use of operational loads data to assess fatigue damage rates in a jet trainer aircraft // Canadian Aeron. Space Joum.— 1989, vol. 35, N 1.

3. Григорьев Г. A., Люмкис В. Д., Соболев П. М. Результаты

обработки записей МСРП-256 полетов самолетов Ил-86 в условиях эксплуатации // Труды ГосНИИ ГА.— 1989. ■

4. Meyer H.-J., Ladda V. The operational loads monitoring system //

15-th Symp. of the ICAF.— 1989, Yëiusalem, Israel.

5. Фролков А. И., Кондратьев E. С., Адров В. М. Методы и средства учета расхода ресурса самолетов в процессе эксплуатации,— Межд. конф. «Авиация — пути развития».— М., 1993.

6. Miodushevsky P., Podboronov В. FALC — on board fatigue life counter // Jnt. Conf. Publ. Inst. Eng., Aust.— 1991, N 91/17.

7. Адров В. М. Приближенная оценка усталостной повреждаемости планера самолета в условиях эксплуатации // Изв. вузов «Авиационная техника».— 1992, № 3.

8. Белокопытов В. А., Мехенков В. H., Погребин-ский Е. Л. Экспресс-оценка нагруженности и темпа накопления усталостной повреждаемости конструкции маневренного самолета в процессе эксплуатации.— М.: Изд. ВВС — 1992. Вып. 6560.

Рукопись поступила 31/Х 1994 г.