CC BY
151
2010
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности
№153
УДК 629.7.015.4:539.43
ТРЕЩИНОСТОЙКОСТЬ МАТЕРИАЛОВ ОБШИВКИ КОНСТРУКЦИИ
ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ
Б.Г. НЕСТЕРЕНКО
Статья представлена доктором технических наук, профессором Нестеренко Г.И.
Представлены результаты расчетно-экспериментальных исследований трещиностойкости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки нижней и верхней поверхностей крыла и для обшивки фюзеляжа.
Ключевые слова: скорость роста усталостных трещин, остаточная прочность, регулярное нагружение, нерегулярное нагружение, алюминиевый сплав
Введение
Одним из основных методов повышения характеристик живучести конструкций самолетов является применение усовершенствованных материалов. Важные результаты исследования закономерностей сопротивления усталости и трещиностойкости алюминиевых сплавов получены в работах [1] и [2]. Данные о свойствах полуфабрикатов разных алюминиевых сплавов содержатся в работах [3-7].
В данной работе приведены результаты расчетно-экспериментальных исследований характеристик трещиностойкости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки крыла и фюзеляжа разных типов (моделей) отечественных и зарубежных самолетов. Продолжительность роста трещин при нерегулярных нагрузках исследовалась при четырех программах нагружения: блочной (типовой полет), программе ЦАГИ [8], программе Усеченный ТВИСТ [9] и программе Боинг [10]. Расчеты скорости роста трещин при нерегулярных нагрузках проводились с использованием модели торможения роста трещин, предложенной Уилленборгом [11].
Подробное описание использованных методик проведения экспериментов и расчетов содержатся в [12-14].
Методика проведения экспериментов
_________________1>=ЗИ/_______________
Рис.1. Плоские образцы для испытания на трещиностойкость
Характеристики трещиностойкости алюминиевых сплавов были определены экспериментально на плоских образцах. Г еометрия этих образцов представлена на рис. 1. Образцы вырезались из обшивки крыла и фюзеляжа натурных самолетов, а также из заводских полуфабрикатов. Характеристики скорости роста трещин и остаточной прочности перечисленных выше сплавов были определены экспериментально в ЦАГИ при испытании образцов на электрогидравличе-ских машинах, позволяющих создавать нагрузки от 25 до 1000 т. Начальные надрезы центральных трещин в образцах для испытания на скорость роста трещин создавались электроэрозион-
ным способом. Длительность роста трещин определялась визуально, с помощью оптического микроскопа, а также методом количественной фрактографии с помощью электронного микроскопа.
Остаточная прочность Ку (Карр) определялась на пластинах без направляющих (без устранения потери устойчивости листов в зоне трещин). В экспериментах ЦАГИ были получены также коэффициенты пересчета значений Карр, определенных на образцах без направляющих и с направляющими. Значение этих коэффициентов равны, примерно: 1,3 - для листов толщиной 1.5-1,8 мм; 1,15 - для листов толщиной 4 мм. Для листов толщиной свыше 8 мм этот коэффициент равен, примерно, 1,0.
В данной работе приведены значения Карр, полученные на листах без направляющих. Для сплавов 2524-Т3, 7475-Т651 и 1441РТ1 значения Карр установлены по данным работ [7], [6] и [5], соответственно. Обобщенные результаты проведенных расчетно-экспериментальных исследований представлены на рис. 2-14 и в табл. 1-3.
Механические характеристики
Определялись следующие характеристики: предел прочности оь, предел текучести о02, относительное удлинение после разрыва 85. Часть результатов испытаний представлены в табл. 1-3.
Таблица 1
Характеристики трещиностойкости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла транспортных самолетов
Полуфабрикат ^02 МПа *31 мм/кцикл КУ МПаУм
Д16АТВ л. 4-6 343 4,0 100
2024-Т3 л. 3-6 372 2,0 110
Д16чТ прес. панель 400 2,5 140
1163Т п. 20 340 2,5 175
1163Т7 п. 30 392 3,0 163
1161Т пресс. панель 324 1,4 155
2024-Т351 п. 20 380 2,0 136
2024-Т351 п. 20 390 2,0 135
2324-Т39 п. 20 458 2,5 148
Таблица 2
Характеристики трещиностойкости высокопрочных деформируемых алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки верхней поверхности крыла транспортных самолетов
Полуфабрикат о02 , МПа *31 мм/кцикл КсУ, ЫПаУм
В95АТ1 л. 3.5 504 15 52
7178-Т6 л. 3.5 569 15 55
7075-Т6 л. 1.7-3.5 520 7,5 77
В95пчТ2 прессованная панель 480 3,0 135
В95очТ2 п. 30 455 3,25 175
7475-Т651 п. 25 505 2,75 135
В96ц-3пчТ12 п. 25 595 5,0 70
7055-Т7751 п. 25 594 3,5 90
Таблица 3
Характеристики трещиностойкости алюминиевых сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа транспортных самолетов
Полуфабрикат О02 МПа *31 мм кцикл КУ МПаУм
Д16АТВ л. 1.2-2 321 3,0 100
2024-Т3 л. 2 345 3,0 110
1163 АТВ л. 1.5-2 315 2,0 120
1163РДТВ л. 1.5-2 340 2,0 129
2524-Т3 л. 1.6 326 2,0 132
2524-Т3 л. 3-6* 346 1,7 -
1441РТ1 л. 2.0** 337 2,7 100
Остаточная прочность
Критические значения коэффициентов интенсивности напряжений Ку (Дарр), определенные при испытании образцов без направляющих накладок, представлены в табл. 1-3.
В листах из усовершенствованных сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа, достигнуто увеличение остаточной прочности на 25-30% по сравнению с листами из сплавов 2024-Т3 (Д16АТВ). При этом значения пределов текучести практически не изменились.
В российских усовершенствованных алюминиевых сплавах, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла, достигнуто увеличение остаточной прочности на 45-75% по сравнению с листами из Д16АТВ. Предел текучести при этом изменился незначительно.
В плитах из сплава 2324-Т39 получено значительное увеличение предела текучести по сравнению с плитами из сплава 2024-Т351 при сохранении остаточной прочности.
В усовершенствованных высокопрочных алюминиевых сплавах 7055-Т7751 и В96ц-3пчТ12 (содержащих добавки циркония) достигнуто одновременное увеличение: остаточной прочности более чем на 40%, пределов текучести на 20%, усталостной долговечности в несколько раз по сравнению со сплавами типа 7075-Т6 (В95АТ1).
Рост трещин при регулярных нагрузках
Для всех сплавов были определены кинетические диаграммы разрушения, представляющие собой зависимость скорости роста трещин ёаШЫ от размаха коэффициента интенсивности напряжений АК. В табл. 1-3 приведены средние значения скорости роста трещин ¥31=ёаШЫ при АК=31 МП^м и коэффициенте асимметрии цикла Я=0. Здесь а - полудлина центральной трещины.
При сравнении разных сплавов наблюдается следующее различие скоростей роста трещины, приведенных в табл. 1-3.
Для материалов обшивки фюзеляжа - это различие достигает полуторакрат. Такое различие скоростей подтверждается и данными по длительности роста трещин, представленными на рис. 2.
Для материалов, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла, различие скоростей равно примерно двум.
В материалах, применяемых для обшивки верхней поверхности крыла, наблюдается большое различие скоростей, которое достигает в ряде случаев пяти. Низкие скорости роста трещин достигнуты в материалах с добавками циркония (рис. 3).
2а, мм
—А— - 1163АТ л. 1.5; -А- - 1 163АТ л 2 0- 1
- 1163РДТВ л. 1.5; - 1163РДТВ л. 2.0; - 2524-Т3 л. 1.6 (Т-Ь); I
О - 2524-Т3 л. 4.0; - 1441РТ1 л. 2.0 {
Отах = 133 МПа; Я = 0.02
5000 10000 15000 20000 25000 30000 35000 40000 45000
N, цикл
ЛК, МПа-м11
0
0
8 10
Рис. 2. Сравнение длительности роста усталостных трещин в листах из различных А1-сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа
Рис. 3. Сравнение скоростей роста усталостных трещин в образцах верхней обшивки крыла из усовершенствованных высокопрочных А1-сплавов
Соотношение длительностей роста трещин в разных сплавах зависит от коэффициента асимметрии цикла Я (рис. 4-5). Нагрузки сжатия оказывают различное влияние на рост трещин в разных сплавах.
2а, мм
20000 30000
N, полет
Рис. 4. Сравнение длительности роста усталостных трещин в плитах из сплавов 7055-Т7751 и 2324-Т39 при регулярном нагружении с отрицательным значением коэффициента асимметрии цикла
2а, мм
15000 20000 25000
N, полет
Рис. 5. Сравнение длительности роста усталостных трещин в сплавах 7055-Т7751 и 2324-Т39 при регулярном нагружении с положительным значением коэффициента асимметрии цикла
30000 35000 40000
Рост трещин при квазислучайных программах нагружения
В данной работе были проведены расчетно-экспериментальные исследования при квазис-лучайных программах нагружения нижней поверхности крыла, параметры которых представлены в [14]. Для сравнения уровня нагруженности образцов под воздействием описанных программ нагружения были определены величины максимальных напряжений эквивалентного от-нулевого цикла напряжений оэкв этих программ при средних напряжениях в горизонтальном полете аш=85 МПа. Повреждение образца (конструкции) за один эквивалентный отнулевой цикл (К=0) равно его накопленному повреждению за все циклы напряжений в одном среднестатистическом (по повреждаемости) полете.
0
0
Значения эквивалентных напряжений оэкв для четырех программ нагружения при средних напряжениях ош = 85 МПа равны: блочная программа - 170 МПа; программа ЦАГИ - 170 МПа; усеченный ТВИСТ - 220 МПа; программа Боинг - 151 МПа.
Испытания образцов из усовершенствованных сплавов по программе усеченный ТВИСТ показали, что длительность роста трещин в прессованных панелях из 1161Т значительно превышает длительность роста трещин в плитах из сплавов 1163Т7 и 2324-Т39 (рис. 6).
2000 4000
6000 8000 10000 12000
N, полет
Рис. 6. Сравнение длительности роста усталостных трещин в различных алюминиевых сплавах при нагружении по программе усеченный ТВИСТ
Длительности роста трещин в образцах из прессованных панелей сплава 1973 Т2 при нагружении программой усеченный ТВИСТ значительно меньше длительности роста трещин в образцах из этого же сплава, нагруженных программами ЦАГИ и Боинг (рис. 7).
2а, мм
2а, мм
0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000
N, полет
Рис. 7. Влияние программ нагружения на длительность роста усталостных трещин в прессованной панели из алюминиевого сплава 1973 Т2 (с добавкой циркония)
N, полет
Рис. 8. Влияние программ нагружения на длительность роста усталостных трещин в плите из А1-сплава 1163 Т
Длительность роста трещин образцов из сплава 1163Т при нагружении по программе ЦАГИ значительно больше длительности роста трещин в образцах из этого сплава при блочной программе нагружения (рис. 7). Длительность роста трещин при блочной программе нагружения и при циклическом нагружении (атах=175 МПа, Я=0,02) близки (рис. 8).
Исследование точности методов расчета скорости роста трещин при случайных программах нагружения конструкций проведено на сплавах 2324-Т39 и 7055-Т7751, применяемых для обшивки нижней и верхней поверхности крыла, соответственно. Российскими аналогами этих сплавов являются сплавы 1163Т7 и В96ц-3пчТ12.
Расчетно-экспериментальные данные по скорости роста трещин в указанных сплавах при различных значениях коэффициента асимметрии цикла Я представлены на рис. 9-10.
0
Рис. 9. Скорость роста усталостных
трещин в образцах нижней поверхности крыла из высокоресурсного сплава 2324-Т39
. Ма /МЫ, мм/цикл
0"5 1----------------------------------------------------------------------------------------------------
10 20 30 40 50 60 70 80 90
ЛК, МПа-м1/2
Рис. 10. Скорость роста усталостных трещин в образцах верхней поверхности крыла из высокопрочного сплава 7055-Т7751
Для описания скорости роста трещин при регулярных нагрузках взято уравнение Уолкера в виде:
da/dN = С- () р,
где а - полудлина трещины, N - число циклов, Ктах - максимальный коэффициент интенсивности напряжений, множитель Ъ записывается в виде 2=(1-К)а' для 0<К<1,0 и Т=(1-Р‘Д) для 1,0<К<0. На основе аппроксимации полученных экспериментальных данных были определены константы С, р, а уравнения Уолкера.
Рост трещин исследовался при типизированных квазислучайных программах нагружения фирмы Боинг [10]. Характерные фрагменты этих программ представлены на рис. 11 и 12. Сравнение расчетных и экспериментальных значений длительности роста трещин представлено на рис. 13-14.
Рис. 11. Последовательности экстремумов Рис. 12. Последовательности экстремумов
типовых полетов (Е и Б) программы Боинг типовых полетов (Е и Б) программы Боинг
(В-767) применительно к элементам ниж- (В-767) применительно к элементам верхней поверхности крыла ней поверхности крыла
Анализ этих данных показывает следующее. На основе линейной модели имеем консервативные (в запас) оценки длительности роста трещин в образцах обшивки нижней поверхности крыла и неконсервативные (не в запас) - в образцах верхней поверхности крыла.
Широко используемая модель Уилленборга [11] дает приемлемые оценки длительности роста трещин, когда спектр напряжения состоит, в основном, из напряжений растяжения и с незначительными по величине сжимающими напряжениями (нижняя обшивка крыла). Для программ нагружения со значительным количеством больших по величине сжимающих напряжений (верхняя поверхность крыла) модифицированная модель Уилленборга применима с определенными ограничениями.
80 2а ’ ММ 70 60 50 40 30 20 10 0
0 5000 10000 15000 20000 25000 30000 35000 40000
N, полет
Рис. 13. Сравнение расчетных и экспериментальных значений длительности роста усталостных трещин в образцах нижней обшивки крыла из высокоресурсного сплава 2324-Т39 при нагружении по программе Боинг
- Расчет по модели Уилленборга _ с использованием уточненных ' параметров уравнения Уолкера ~ Расчет по модели Уилленборга ~ Расчет по линейной модели
0 100000 200000 300000 400000 500000 600000 700000
N, полет
Рис. 14. Сравнение расчетных и экспериментальных значений длительности роста усталостных трещин в образцах верхней обшивки крыла из высокопрочного сплава 7055-Т7751 при нагружении по программе Боинг
Заключение
■ Проведены экспериментальные исследования трещиностойкости алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях крыла и фюзеляжа самолетов различных авиационных фирм.
■ Улучшение этих характеристик в современных сплавах достигнуто за счет: уменьшения процентного содержания примесей кремния и железа; добавок циркония, лития; совершенствования технологии производства сплавов.
■ Получены значения критических коэффициентов интенсивности напряжений в разных сплавах;
■ Определены скорости и длительности роста усталостных трещин при регулярных нагрузках в разных сплавах, применяемых для обшивки крыла и фюзеляжа.
■ Проведено сравнение длительности роста трещин в разных сплавах при нагружении различными: стандартизированными квазислучайными программами нагружения крыла.
■ Определены кинетические диаграммы скорости роста трещин при разных коэффициентах асимметрии цикла в высокопрочных и высокоресурсных плитах, применяемых для обшивки верхней и нижней поверхности крыла, соответственно.
■ Проведено сравнение экспериментальных и расчетных значений длительности роста трещин при стандартизированных квазислучайных программах нагружения. Эксперименты проведены на образцах из высокопрочных и высокоресурсных плит, применяемых для обшивки верхней и нижней поверхности крыла. Испытания проводились по стандартизированным программам нагружения обшивки верхней и нижней поверхности крыла. Расчеты длительности роста трещин проводились по линейной модели и по модифицированной модели Уилленборга.
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 1970-2000гг. 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. Gallagher J.P., Miedlar P.C., Cross C.W., Papp M.L. Cracks 93 System User’s Manual. University of Dayton Research Institute, UDR-TR-93-107.
12. Басов В.Н., Нестеренко Г.И. Сопротивление усталости алюминиевых сплавов при нерегулярном нагружении. // Труды ЦАГИ. - М., 2005. - Вып. 2669. - С. 119-125.
13. Басов В.Н., Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И. Разрушение высокопрочных алюминиевых сплавов // Полет. - М.: Машиностроение-Полет, 2008. - С. 87-92.
14. 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.
CRACK RESISTANCE OF SKIN MATERIALS FOR CIVIL AIRPLANE STRUCTURES
Nesterenko B.G
Test-analytical results are presented of the research in the field of fracture patterns in Al-alloys applied for the skin of lower and upper wing and fuselage surfaces.
Сведения об авторе
Нестеренко Борис Григорьевич, 1977 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат технических наук, докторант ИМАШ РАН, автор более 40 научных работ, область научных интересов - механика разру-
шения.
