CC BY
330
2010
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности
№153
УДК 629.7.015.4:539.43
ПРОЧНОСТЬ И УСТАЛОСТЬ МАТЕРИАЛОВ ОБШИВКИ КОНСТРУКЦИЙ ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ
В.Н. БАСОВ, Г.И. НЕСТЕРЕНКО
Представлены результаты расчетно-экспериментальных исследований закономерностей разрушения алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки нижней и верхней поверхностей крыла и для обшивки фюзеляжа.
Ключевые слова: образец, механические характеристики, усталость, регулярное нагружение, нерегулярное нагружение, алюминий сплав, российские и американские листы и плиты.
Введение
Одним из основных методов увеличения ресурса конструкций самолетов является применение усовершенствованных материалов. С целью обоснованного выбора материалов проектируемых самолетов и разработки эффективных регламентов технического обслуживания эксплуатируемых самолетов исследуются механические характеристики, характеристики сопротивления усталости и трещиностойкости различных материалов, применяемых в конструкции планера самолета.
Важные результаты исследования закономерностей сопротивления усталости алюминиевых сплавов получены в работах [1, 2]. Но основой этих закономерностей являются экспериментальные данные, полученные при испытании листов из сплавов типа Al-Cu и Al-Zn. Данные о свойствах полуфабрикатов разных алюминиевых сплавов содержатся в работах [3-7].
В данной работе приведены результаты расчетно-экспериментальных исследований характеристик прочности и усталости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки крыла и фюзеляжа разных типов самолетов. В ЦАГИ были испытаны образцы из листов, плит и прессованных панелей следующих алюминиевых сплавов: 7075-Т6, 7178-Т6, 7055-Т7751, 2024-Т3, 2024-Т351, 2324-Т39, 2524-Т3, В95АТВ1, В95очТ2, В96ц-3пчТ12, Д16АТВ, 1163АТВ, 1163РДТВ, 1161Т, 1163Т, 1163Т7, 1441РТ1. Испытания проводились в соответствии со стандартами авиационной промышленности СССР и стандартами ASTM США. Усталостная долговечность при нерегулярных нагрузках исследовалась при четырех программах нагружения: блочной (типовой полет), программе ЦАГИ [8], программе Усеченный ТВИСТ [9] и программе Боинг [10]. На основе результатов испытаний и расчетов установлены закономерности разрушения алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях самолетов различных авиационных фирм.
Подробное описание использованных методик проведения экспериментов и расчетов содержатся в [11-13].
Методика проведения экспериментов
Механические характеристики и характеристики сопротивления усталости алюминиевых сплавов были определены экспериментально на плоских образцах. Г еометрические характеристики этих образцов представлены на рис. 1.
Образцы вырезались из обшивки крыла и фюзеляжа натурных самолетов, а также из полуфабрикатов, полученных на металлургических заводах. Спектральный анализ состава сплава проводили в Всероссийском институте авиационных материалов (ВИАМ) и в Всероссийском институте легких сплавов (ВИЛС). Характеристики прочности и сопротивления усталости, ско-
рости роста трещин и остаточной прочности перечисленных выше сплавов были определены экспериментально в ЦАГИ при испытании образцов на электрогидравлических машинах, позволяющих создавать нагрузки от 10 до 1000 т.
а б
Рис.1. Плоские образцы для испытания на прочность и усталость: а - статическая прочность; б - усталость
Характеристики типизированных программ нагружения при испытании образцов на усталость и скорость роста трещин приведены на рис. 2 и в табл. 4.
120
90
60
30
0
-30
-60
д, МПа
11111 ш
ш
с - блочная
Рис. 2. Типизированные программы нагружения при испытаниях образцов
Для анализа уровня нагруженности образцов под воздействием описанных программ нагружения были определены величины максимальных напряжений эквивалентного отнулевого цикла напряжений оэкв этих программ при средних напряжениях в горизонтальном полете аш=85 МПа. Повреждение образца (конструкции) за один эквивалентный отнулевой цикл (Я=0) равно его накопленному повреждению за все циклы напряжений в одном среднестатистическом (по повреждаемости) полете. Повреждаемость для среднестатистического полета определялась
путем деления повреждаемости за весь полетный блок на количество полетов в полетном блоке. Величина аэкв определялась следующим образом. Совокупность полных циклов, выделенных из циклограммы напряжений полетного блока, заменялась совокупностью эквивалентных по повреждаемости отнулевых циклов с максимальными напряжениями, вычисленными по формуле:
S0i _ aiSmaxi
где: sai - амплитуда напряжений;
smaxi - максимальные напряжения i-го цикла полетного блока.
Величина максимального напряжения эквивалентного отнулевого цикла равна:
sэк. = JK £ (s0i)m
где: K - количество полетов в полетном блоке;
m - показатель степени в уравнении кривой усталости s mN = Const (здесь принято m=4).
Суммирование ведется по всем частным эквивалентным циклам полетного блока.
Значения эквивалентных напряжений аэкв для четырех программ нагружения при средних напряжениях sm = 85 МПа составляют: блочная программа - 170 МПа; программа ЦАГИ -170 МПа; Усеченный ТВИСТ - 220 МПа; программа Боинг - 151 МПа.
Обобщенные результаты проведенных расчетно-экспериментальных исследований представлены ниже.
Механические характеристики
Определялись следующие характеристики: предел прочности sb, предел текучести s02, относительное удлинение после разрыва 85. Результаты испытаний представлены в табл. 1-3. В этих таблицах представлено также процентное содержание добавок лития (Li), циркония (Zr), примесей железа (Fe) и кремния (Si). Относительные удлинения 85 в алюминиевых сплавах, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла и для фюзеляжа значительно превышают относительные удлинения сплавов, применяемых для обшивки верхней поверхности крыла.
Значения предела текучести s02 сплава 2324-Т39 значительно больше пределов текучести остальных сплавов, применяемых для нижней поверхности крыла.
Механические характеристики алюминий-литиевого сплава 1441РТ1 находятся на уровне механических характеристик алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа.
Значения прочности и предела текучести сплава 7055-Т7751 и В96ц-3пчТ12, содержащих добавки циркония, значительно выше соответствующих характеристик алюминиевых сплавов, широко применяемых для обшивки верхней поверхности крыла современных самолетов.
Значения предела текучести s02 сплава 2324-Т39 значительно больше пределов текучести остальных сплавов, применяемых для нижней поверхности крыла.
Механические характеристики алюминий-литиевого сплава 1441РТ1 находятся на уровне механических характеристик алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа.
Значения прочности и предела текучести сплава 7055-Т7751 и В96ц-3пчТ12, содержащих добавки циркония, значительно выше соответствующих характеристик алюминиевых сплавов, широко применяемых для обшивки верхней поверхности крыла современных самолетов.
Следует отметить, что разработка конструкционных материалов производится дифференцированно для обшивок верхней поверхности крыла, нижней поверхности крыла и для фюзеляжа. Уровень расчетных напряжений в обшивке верхней поверхности крыла принимается из условий статической прочности верхней поверхности крыла под действием сжимающих нагрузок. Напряжения в обшивке нижней поверхности крыла и в обшивке фюзеляжа принимаются, в основном, из условия обеспечения сопротивления усталости и живучести обшивки.
Усталость
На рис. 3-5 представлены кривые усталости сплавов, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла, верхней поверхности крыла и фюзеляжа. В табл. 1-3 приведены значения показателя степени т в уравнениях кривой усталости этих сплавов: а0т-К=Соп81.
V
ч Ч- X
\ \
я -0; /=2-3 ч % N
- - 2024-Т351 плита;
- 2324-Т39 плита;
- - 1163Т7 плита;
- - 1163Т плита;
~ - 1161Т прес. панель;
- - Д16чТ прес. панель;
~ - Д16чТ прес. пан. корроз.;
- - 2024-Т3 лист і=4;
- - 2024-Т351 плита;
- - Д16АТлист і=4
2 4
Ы, цикл
Рис. 3. Кривые усталости образцов из А1-сплавов, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла
Рис. 4. Кривые усталости образцов из А1-сплавов, применяемых для обшивки верхней поверхности крыла
Рис. 5. Кривые усталости образцов из алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа
Таблица 1
Механические характеристики и характеристики сопротивления усталости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла транспортных самолетов
а
2
4
6 8 10
4
Полуфабрикат аь МПа а02 МПа 55 % Бе % Бі % т N133 цикл
Д16АТВ л. 4-6 457 343 19 0,38 0,20 3,9 95 000
2024-Т3 л. 3-6 474 372 20 0,25 0,10 4,3 125 000
Д16чТ прес. пан. 500 400 15 0,16 0,13 4,6 195 000
1163Т п. 20 455 340 20 0,07 0,04 4,8 205 000
1163Т7 п. 30 502 392 14 0,12 0,06 5,0 200 000
1161Т прес. пан.* 474 324 16 0,10 0,03 5,3 220 000
2024-Т351 п. 20 500 380 15 0,08 0,05 6,8 650 000
125 000
2024-Т351 п. 20 490 390 15 0,23 0,14 5,1 115 000
2324-Т39 п. 20 494 458 12 0,08 0,04 5,9 275 000
* - 2г=0,11%;
Таблица 2
Механические характеристики и характеристики сопротивления усталости высокопрочных деформируемых алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки верхней поверхности крыла транспортных самолетов
Полуфабрикат Оь МПа О02 МПа 55 % Бе % Бі % т N133 цикл
В95АТ1 л. 3.5 540 504 10.5 0.5 0.5 3.2 47 000
7178-Т6 л. 3.5 600 569 9 0.20 0.06 3.8 40 000
7075-Т6 л. 1.7-3.5 570 520 8 0.22 0.13 4.3 80 000
В95пчТ2 прессованная панель 540 480 12 0.15 0.06 4.0 125 000
В95очТ2 п. 30 514 455 9.6 0.12 0.07 4.7 170 000
7475-Т651 п. 25 555 505 10 0.12 0.10 - 105 000
В96ц-3пчТ12 п. 25* 635 595 10 0.12 0.03 7.4 320 000
7055-Т7751 п. 25* 618 594 6.7 0.13 0.12 5.9 300 000
* - 21=0.11-0.12%;
Таблица 3
Механические характеристики и характеристики сопротивления усталости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа транспортных самолетов
Полуфабрикат Оь МПа О02 МПа 55 % Бе % Бі % т N133 цикл
Д16АТВ л. 1.2-2 448 321 20 0,38 0,20 3,5 80 000
2024-Т3 л. 2 470 345 21 0,19 0,17 3,5 85 000
1163 АТВ л. 1.5-2 431 315 24 0,12 0,05 3,45 100 000
1163РДТВ л. 1.5-2 460 340 23 0,14 0,03 4,0 115 000
2524-Т3 л. 1.6 429 326 20 0,09 0,05 3,35 100 000
2524-Т3 л. 3-6* 448 346 19 0,09 0,04 4,1 168 000
1441РТ1 л. 2.0** 426 337 13,4 0,05 0,03 4,05 85 000
* - фрезерованный лист толщиной 3.8 мм; ** - Ьі - 1,9%;
Таблица 4
Основные параметры программ нагружения
Программа Отах/От °тіп/От °Ст/ От пвозд цикл Число полетов в полетном блоке
Усеченный ТВИСТ 2,150 -0,500 -0,500 98 4000
ЦАГИ 1,910 -0,875 -0,250 70 4000
Блочная 1,268 -0,571 -0,250 31 1
Боинг 2,100 -0,402 -0,300 24 5000
^шах и ^шт - максимальное и минимальное напряжения в полетном блоке; ош - среднее напряжение горизонтального полета; ост - напряжение на стоянке;
пвозд - количество циклов программы, имитирующих полет самолета в воздухе.
В этих таблицах приведены также значения долговечностей N133 , представляющие средние значения долговечностей сплавов при максимальных напряжениях брутто ошах=133 МПа и коэффициенте асимметрии цикла Я=0.
Из приведенных экспериментальных данных следует.
Долговечность современных алюминиевых сплавов в несколько раз больше долговечности листов из устаревших алюминиевых сплавов.
Показатели степени ш кривых усталости современных сплавов больше ш для устаревших
сплавов. В логарифмических координатах зависимость листов, применяемых для обшивок крыла и фюзеляжа, а также плит из высокопрочных сплавов представляют прямые линии. Зависимости для плит из усовершенствованных сплавов (1163 Т, 1163 Т7) имеют перегиб при значениях долговечностей порядка 2-105 циклов.
На рис. 6-8 показано влияние асимметрии цикла нагружения и величины напряжений на долговечность образцов из разных алюминиевых сплавов. На соотношение долговечностей разных сплавов эти факторы оказывают значительное влияние.
Наибольшее усталостное повреждение данного материала за один полет создается при его испытании по программе Усеченный ТВИСТ. Программа Боинг создает наименьшее усталостное повреждение.
При испытаниях по программе Боинг получаем наибольшую усталостную долговечность, программа ЦАГИ занимает промежуточное значение.
Результаты расчетно-
экспериментальных исследований показали значительную зависимость величин, накопленных усталостных повреждений Х(п/^) от сплава, программы нагружения и средних напряжений ош при горизонтальном полете (рис. 9, 10, табл. 5).
N 2024-Т3 / ^Д16АТ
Ошах=133 МПа Ош=85 МПа Ош=70 МПа
Рис. 8. Влияние величины напряжений на соотношение долговечностей разных материалов
N, цикл
а - В95АТ1 л. 3.5;
□ -Д16АТл. 6.0;
□ - 2024-Т3 л. 6.0;
□ - 7055-Т7751 п. 25;
□ - 1163Т7 п. 30;
Ш - 2324-Т39 п. 20
Я = 0; с,
'шах бр
133 МПа
-1; с
шах бр
120 МПа
Рис. 6. Влияние асимметрии цикла нагружения на долговечность разных материалов
N, полетов
□ - Д16АТл. 6.0;
□ - 1163Т7 п. 30;
□ - 2324-Т39 п. 20
= 85 МПа -
>3чпп 1°4200
Усеченный ТВИСТ ЦАГИ
Боинг (В-767)
Рис. 7. Влияние программы нагружения на долговечность разных материалов
0
Я
1 000 000
О
100 000
000
3 Дп/Ч)
2 1
0
60 70 80 90 100 110 120
ош , МПа
Рис. 9. Влияние величины средних напряжений горизонтального полета (пу=1) на сумму относительных долговечностей для разных материалов
Е(П /N1)
3.0
2.5
2.0
1.5 1.0 0.5 0.0
Рис. 10. Влияние программы нагружения на сумму относительных долговечностей
в разных материалах
Таблица 5
Усталостная долговечность и суммы относительных долговечностей при испытаниях образцов по программам, характерным для нижней поверхности крыла транспортного самолета
N полет / Е(пі / N0
Материал Название программы*
Ус. ТВИСТ ЦАГИ Блочная Боинг
Д16АТВ л. 6.0 9 240 21 460 18 220 49 620
0,87 0,72 0,63 1,04
1163Т плита 32 280 59 190 71 880 375 100
0,76 0,52 0,70 2,07
1163Т7 плита 18 650 113 000 105 150 272 000
0,41 0,92 0,95 1,4
□ - Усеченный ТВИСТ;
□ - ЦАГИ;
□ - Боинг (В-767)
1.05
_0.87_
0.72
1.52
0.76~
0.40
2.57
0.53
-0.31—1
Д16АТ
1163Т7
2324-Т39
О т= 85 МПа
Продолжение табл. 5
Д16чТ 18 790 39 740 29 030 132 690
прес. панель (1=4 мм) 0,69 0,56 0,45 1,16
1161Т 26 290 71 800 498 900
прессованная панель 0,50 0,53 2,26
2024-Т3 лист** 22 320 0,80 - - -
2024-Т351 плита 33 430 0,88 53 840 0,54 70 990 0,79 348 800 2,18
2024-Т351 плита 17 960 0,68 - - -
2324-Т39 плита 25 330 0,31 104 150 0,53 78 090 0,42 885 900 2,63
0.3
0.2
0.1
0.0
5
0.100
0.044
0.047
Ш
0.205
Расчеты усталостной долговечности при квазислучайных программах нагружения проводились с использованием линейной гипотезы суммирования усталостных повреждений Пальмгре-на-Майнера.
Приведенные данные показывают, что при испытании по программе Боинг со средним напряжением горизонтального полета ош=85 МПа имеем суммы накопленных повреждений
Х(п/^) больше 1. Для программ Усеченный ТВИСТ и ЦАГИ (при таком же ош) эти значения меньше единицы.
Экспериментальные значения стандартного отклонения логарифма долговечности Б^, характеризующего рассеяние долговечностей, представлены на рис. 11. Для плакированных листов из сплава Д16АТ величина этого параметра не превышает 0,1. Для плит из сплавов 1163Т7 и 2324-Т39 рассеяние долговечности значительно больше.
м______________________________________________________
Отнулевое нагружение : Ошах= 133 МПа; Нерегулярное нагружение : Ош= 85 МПа
□ - К=0; 0.215 0221 °-218
□ - Усеченный ТВИСТ;
□ - ЦАГИ;
ЕЗ - Боинг (В-767)
0.083
0.157
Ш
Д16АТ
1163Т7
2324-Т39
Рис. 11. Влияние программы нагружения на рассеяние логарифмов долговечностей разных материалов
Заключение
■ Проведены экспериментальные исследования прочности и усталости алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях крыла и фюзеляжа самолетов различных авиационных фирм.
■ Показано значительное улучшение указанных характеристик современных сплавов по сравнению с устаревшими сплавами. Это улучшение достигнуто за счет: уменьшения процентного содержания примесей кремния и железа; добавок циркония, лития; совершенствования технологии производства сплавов.
■ Определено влияние на усталостную долговечность: асимметрии цикла регулярного нагружения; величины напряжений; типа стандартизированной квазислучайной программы нагружения.
■ Получены численные значения сумм относительных долговечностей (вычисленных по гипотезе Пальмгрена-Майнера) для разных: стандартизированных квазислучайных программ нагружения; величин средних напряжений в горизонтальном полете; полуфабрикатов алюминиевых сплавов.
■ Определено рассеяние логарифмов долговечности в разных сплавах при разных стандартизированных квазислучайных программах нагружения;
ЛИТЕРАТУРА
1. Schijve J. Fatigue of Structures and Materials. Second Edition with CD-ROM. Springer, 2008, 621 p.
2. Воробьев А.З., Олькин Б.И., Стебенев В.Н., Родченко Т.С. Сопротивление усталости элементов конструкций. - М.: Машиностроение, 1990. - 199 с.
3. Кишкина С.И. Сопротивление разрушению алюминиевых сплавов. - М.: Металлургия, 1981. - 279 с.
4. Фридляндер И.Н. Алюминиевые сплавы в летательных аппаратах в периоды 1970-2000 и 2001-2015 гг. // Технология легких сплавов. - М.: ВИЛС, 2002. - № 4. - С. 12-17.
5. Фридляндер И.Н.,Садков В.В., Сандлер В.С., Федоренко Т.П. Свойства полуфабрикатов из высокотехнологичного Al-Li-Сплава 1441 // Технология легких сплавов. - М.: ВИЛС, 2002. - № 4. - С. 24-26.
6. United States Patent, 4,294,625. Oct. 13, 1981.
7. Airliner, April-June 1996, Boeing. Boeing Structural Design and Technology Improvements.
8. Басов В.Н., Нестеренко Г.И., Стрижиус В.Е. Типизированная программа нагружения крыла тяжелого транспортного самолета // Труды ЦАГИ. - М., 2001. - Вып. 2642. - С. 26-34.
9. Jonge J.B. de, Schütz D., Lowak D. and Schijve J. A Standardized Load Sequence for Flight Simulation Test on Trasport Aircraft Wing Structures. LBF Bericht FB-106, NLR 73029U, 1973.
10. Fowler R.F. and Watanabe R.T. Development of Jet Transport Airframe Test Spectra. Boeing Commertial Airplanes, Seattle, Wahington, USA, May 1989, 16 p.
11. Басов В.Н., Нестеренко Г.И. Сопротивление усталости алюминиевых сплавов при нерегулярном нагружении // Труды ЦАГИ. - М., 2005. - Вып. 2669. - С. 119-125.
12. Басов В.Н., Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И. Разрушение высокопрочных алюминиевых сплавов // Полет. - М.: Машиностроение-Полет, 2008. - С. 87-92.
13. Басов В.Н., Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И., Петрусенко В.Г. Экспериментальное исследование влияния длительной эксплуатации самолетов на деградацию механических характеристик, сопротивление усталости и трещиностойкости применяемых алюминиевых сплавов // Труды ЦАГИ. - М., 2005. - Вып. 2669. - С. 126-142.
MECHANICAL AND FATIGUE STRENGTH OF SKIN MATERIALS FOR CIVIL AIRPLANE STRUCTURES
Basov V.N., Nesterenko G.I.
Test-analytical results are presented of the research in the field of mechanical and fatigue strength patterns in Al-alloys applied for the skin of lower and upper wing and fuselage surfaces.
Сведения об авторах
Басов Валентин Николаевич, 1947 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1971), ведущий инженер ЦАГИ, автор более 35 научных работ, область научных интересов - усталость конструкций самолетов.
Нестеренко Григорий Ильич, 1940 г.р., окончил РИИГА (1963), доктор технических наук, профессор, заслуженный деятель науки Российской Федерации, начальник отделения ЦАГИ, автор более 120 научных работ, область научных интересов - усталость, живучесть и ресурс конструкций самолетов.
