Усталость и живучесть продольных стыков обшивки герметических фюзеляжей Текст научной статьи по специальности «Технологии материалов»

2007

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность

№ 119

УДК 629.7.015.4.028.2

УСТАЛОСТЬ И ЖИВУЧЕСТЬ ПРОДОЛЬНЫХ СТЫКОВ ОБШИВКИ

ГЕРМЕТИЧЕСКИХ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ

Б.Г. НЕСТЕРЕНКО По заказу редакционной коллегии

Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.

В данной статье приведены экспериментальные исследования усталости и живучести панелей, представляющих собой продольный стык “внахлест” обшивки фюзеляжа, поправочные коэффициенты для расчета коэффициентов интенсивности напряжений; долговечность панелей до образования трещин, длительность роста усталостных трещин до разрушения панелей и критерии их остаточной прочности.

Исследование живучести самолетных конструкций, поврежденных многоочаговыми трещинами (MSD), является одной из основных проблем обеспечения летной годности длительно эксплуатируемых самолетов. В СССР эти работы были начаты в 1972 году после катастрофы пассажирского самолета Ан-10А из-за обширных усталостных повреждений (WFD) обшивки и стрингеров нижней поверхности крыла [1]. В США и Европе интенсивные исследования многоочаговых повреждений были начаты после инцидента с самолетом Боинг 737-200 авиакомпании Aloha в 1988 году. В настоящее время в нормативных документах сформулированы требования по обеспечению прочности конструкций самолетов с многоочаговыми повреждениями.

Обеспечение живучести конструкций с многоочаговыми трещинами связано с оценкой остаточной прочности конструкций с такими трещинами. Было предложено несколько критериев остаточной прочности конструкций с многоочаговыми повреждениями; так в [2] рассмотрен критерий, основанный на “соприкосновении зон пластичности”; в [3] - проведены расчетноэкспериментальные исследования возможности применения R-кривых для расчета остаточной прочности конструкций с многоочаговыми трещинами; в [4] в качестве критерия остаточной прочности предложен критический угол раскрытия конца трещины; в [5] представлены расчетно-экспериментальные исследования роста усталостных трещин в заклепочных соединениях внахлест образцов обшивки фюзеляжа; в [1] получен экспериментальный критерий остаточной прочности герметических фюзеляжей с многоочаговыми трещинами в продольных стыках внахлест обшивки, который представляет собой произведение предела текучести материала обшивки на безразмерный поправочный коэффициент.

В этой статье приведены результаты экспериментов, уточняющие критерии остаточной прочности, а также определяющие усталость и длительность роста многоочаговых трещин в продольных стыках внахлест обшивки фюзеляжа.

Образцы для испытаний и методика эксперимента. Соединение листов обшивки осуществлялось по принятой производственной технологии при серийной сборке фюзеляжей двумя рядами заклепок по 21 в каждом; диаметр заклепок 4,8 мм. Отверстия под заклепки не зенковались. Нагрузка прикладывалась поперек прокатки листов. Материал обшивки сплав 2024-Т3А, толщина листов 2 мм, ширина W=462 мм. Испытано два типа образцов: в первом в обоих рядах заклепки из алюминиевого сплава (при испытаниях на усталость их разрушение происходило по верхнему ряду заклепок, по сечению с полукруглыми головками заклепок); в другом - заклепки в верхнем ряду заменены титановыми болтами Hi - Lock, а в нижнем ряду остались алюминиевые заклепки (разрушение происходило по нижнему ряду заклепок по сечению с цилиндрическими головками, рис. 1).

Номер \ Толщина прокладки Натяг Усталостная

образца s, мм SQ долговечность N,циклы

6.1.1 0 24 47902

6.1.2 0.6 24 39677

6.1.3 1.2 24 32918

Рис. 1. Типы стыков

Испытание на усталость проводилось на электрогидравлических машинах MTS 250 циклическими нагрузками с максимальными напряжениями цикла omax= 120 МПа, коэффициентом асимметрии цикла 0,1 и частотой нагружения 1 Гц. Разрушение образцов обоих типов происходило из-за многоочаговых трещин. В образцах первого типа образовывались угловые трещины у отверстий, в образцах второго типа образовывались угловые трещины у отверстий и трещины на поверхности листа на расстоянии 2-3 мм от отверстия.

Для отработки методики определения коэффициентов интенсивности напряжений (КИН), используемых при расчетах скорости роста трещин и остаточной прочности, были изготовлены и испытаны серии промежуточных образцов (рис. 2 - 8) для:

- получения зависимости скорости роста трещин от размаха коэффициента интенсивности напряжений da/dN=f(ЛK) (серия 1);

- получения R-кривых (серия 2);

- определения влияния свободного (незаполненного) отверстия на коэффициент интенсивности напряжений К (серия 3);

- определения влияния заполненного отверстия на К (серия 4);

- определения влияния на К передачи нагрузки через заклепки (серия 5);

- определения влияния изгиба на К (серия 6);

- определения зарождения и роста трещин у отверстий продольного стыка обшивки (серия 7).

Рис. 2. Образец 1 для определения ёа/ёЫ =/№)

Рис. 3. Образец 2 для получения ^-кривых

Рис. 4. Образец 3 для определения влияния свободного отверстия на КИН

Рис. 5. Образец 4 для определения влияния заполненного отверстия на КИН

Рис. 6. Образец 5 для определения влияния на КИН передачи нагрузки в двухрядном соединении через заклепки

Рис. 7. Образец 6 для определения влияния изгиба на КИН

Рис. 8. Образец серии 7 для определения влияния на КИН зарождающихся трещин у отверстий продольного стыка

Для сравнения результатов испытаний всех серий образцов необходимо было, чтобы их разрушение происходило по нижнему ряду заклепок (по сечению с цилиндрическими замыкающими головками заклепок). Однако при испытании образцов серий 6 и 7, в которых стыки осуществлялись двумя рядами заклепок, разрушение образцов происходило по верхнему ряду заклепок (рис. 9).

Рис. 9. Разрушение образцов по верхнему ряду заклепок из-за многоочаговых

усталостных трещин

Для обеспечения разрушения образцов по зачетному нижнему ряду заклепок часть образцов серий 6 и 7 была переклепана. Заклепки верхнего ряда были заменены на титановые болты НьЬоск (рис. 10).

Разрушение переклепанных образцов происходило по зачетному нижнему ряду заклепок из-за многоочаговых трещин. Однако при испытании образцов серии 7 с переклепанным верхним рядом заклепок образовывались лидирующие трещины у крайних заклепок нижнего ряда. В связи с этим в части образцов серии 7 дополнительно было заменено по две крайние заклепки нижнего ряда на титановые болты НьЬоск, чтобы исключить образование лидирующих трещин у крайних заклепок (рис. 11).

Рис.11. Верхний ряд заклепок и четыре заклепки нижнего ряда заменены на титановые болты НьЬоск (образец 7.1)

В результате получены образцы серий 6.1 и 7.1. Методом фрактографии определены скорости и длительности роста трещин. В каждом сечении разрушенных образцов серий 6.1 и 7.1 наблюдались поверхностные и угловые трещины у отверстий.

Рис. 10. Замена верхнего ряда заклепок на титановые болты НьЬоск

Поправочные коэффициенты интенсивности напряжений в исследуемых образцах, представляющих собой продольные стыки внахлест обшивки герметических фюзеляжей, вычисляются по формуле:

К = (ГуТяа0102030405 ,

где К - коэффициент интенсивности напряжений;

а=Ь/2 - полудлина трещины, измеряемая от центра отверстия; р1 - поправка на конечную ширину образца; р2 - поправка на свободное отверстие; р3 - поправка на заполненное отверстие;

р4 - поправка на передачу нагрузки через заклепки (изгиба нет); р5 - поправка на влияние изгиба.

Поправка на конечную ширину образца W приближенно определяется из выражения

ра

БеС -

W

Скорость роста трещин может быть определена по формуле Пэриса: — = сАКп

ёЫ

Из результатов испытаний образцов серии 1 (рис.12) получено, что п = 4.

Рис. 12. Скорости роста трещин в плакированном листе из сплава 2024-Т3 А (серия 1)

Тогда значения р2, р3, Р4 и р5 определяются извлечением корня 4-й степени из соответствующих отношений экспериментальных длительностей роста трещин. Поправочные коэффициенты Р; представлены на рис. 13 и в таблице.

Р 1 I

Диапазон длин, мм

О —|--------.------------------1-----------------т--------1--------■...—

О 10 20 30 УУ/ 2

Рис. 13. Зависимость значений поправочных коэффициентов Д- от длины трещины

Таблица

№ серии Коэффициенты р1 Р.Ч N Длительность роста трещин в данном диапазоне N циклы

образцов Диапазон длины трещины а1-а2, мм

4,4-5,5 мм 4,4-8,4 мм 4,4-13,0 мм 4,4-19,6 мм 4,4-Ш/2 мм

1 N1 3900 10600 15600 19500 25000

4200 9400 13200 14800 23500

3 Р~-\ N ЇМ з 0,982 1,031 1,043 1,071 1,016

5400 78500 88500 90000 189000

4 [Ж N 4 0,528 0,588 0,622 0,637 0,594

N5 10000 36000 49500 58000 162500

5 Рг-\ N Ш 5 1,524 1,215 1,156 1,116 1,038

N6 5000 17000 25000 32000 47900

6 Рг-\ [N7 N 6 1,189 1,206 1,186 1,16 1,357

Долговечность образцов серии 7.1, в которых титановые болты ИьЬоск были установлены в верхнем ряду отверстий и в двух крайних отверстиях нижнего ряда, равна N=46531 -109673 циклов. Долговечность образцов серии 6.1, в которых титановые болты ИьЬоск только в верхнем ряду, составляет N=32918 - 47902 циклов. Разрушение образцов происходило из-за многоочаговых трещин у заклепок нижнего ряда. Заклепки были установлены по серийной технологии с коэффициентом натяга Б0= 24.

Длительность роста усталостных трещин в образцах серии 7.1 определялась визуально в процессе испытаний, а также методом фрактографии после их разрушения. На рис. 14 показаны сечения излома и усталостные трещины образца 7.1.

Образец 7.1.4.

@

ДШШШШ

I

(6)

Й* г**

7)

|ЕЯ»и»а, ¡у» 1 ¡^:']юпг

1.7 г Ю р1.0

-0.5

£...-10.2

•ЧР

|_:

-I \~-1.5 0.5

-1.0

¿Ы

Ё

Й« г1-1 г1.2

4.4 1.8-

^2/

¿У

•5.^

пит

I I

/¿7

£

/.о

2.3 0.8-II- —25 2.5

13

0.5 гО.в

д

1.0 г 0.4

■■■ь.:.,77ГД?> I ¿1.:

3.5

@ гИ+ р

I

*й

/'.и :.

17

(т

@

20

§

22

\ 1 1 I \ .. 1

ц ф| и— 1—, :* ~ ■-.21 г! :/ • > >■.’ '-/у/,. ьштш

4. -+" 4 * 1 1 \ * '■ ■ ■ | " | 4 *1

Ц, • 2.1 1.2 ~ —1.3 н» *1.4 1.2—

Спецификации

^"Д"" медленная усталость (<10 мм "2/цикл)

быстрая усталость (>10 мм -2/цикл) разрушение

возникновение усталостной трещины

Рис. 14. Размеры многоочаговых трещин, определенные в сечении разрушения образца № 7.1. Верхний ряд заклепок и четыре заклепки нижнего ряда заменены на болты НьЬоск

76 Б.Г. Нестеренко

На рис. 15 приведена кривая длительность роста усталостных трещин в образце 7.1.

Число циклов

Рис.15. Кривая роста усталостных трещин Ь=/(Ы) для участка в образце № 7.1

Рост этой трещины с момента образования глубиной с=0,25 мм до сквозной трещины глубиной с=2 мм составляет А^=7500 циклов. Длительность роста сквозных трещин от полудлин (включающих радиус отверстий) а=5 мм до полудлин а=13 - 15 мм (при которых происходило объединение многоочаговых трещин и полное разрушение образцов) А^=32000 циклов. Длительность роста сквозных трещин установлена визуально. Таким образом, суммарная длительность роста многоочаговых трещин АК=АК1+АК2=39500 циклов, что составляет примерно 35% от суммарной долговечности. Длительности роста трещин являются ориентиром для определения периодов ремонтов продольных стыков обшивки фюзеляжей или наработки до списания самолетов. Следует отметить, что определение длительности эксплуатации по характеристикам живучести продольных стыков фюзеляжей затруднительно, т.к. визуально многоочаговые трещины трудно обнаружить (их критическая полудлина равна »15 мм).

Остаточная прочность образцов серии 6.1 была определена по результатам испытаний. После их разрушения циклическими нагрузками атах=120 МПа замерялись площади повреждений и вычислялись разрушающие напряжения “нетто”, при определении площади повреждений суммировались площади усталостных трещин и площади отверстий. Из разрушенных панелей вырезались специальные образцы для определения механических характеристик материала. По результатам этих испытаний получено среднее значение предела текучести материала 2024-Т3А а02=358 МПа.

На рис. 16 - 18 представлены сечения трех испытанных образцов серии 6.1. Здесь указаны размеры усталостных зон в мм. Площади повреждений составляют 380 мм2, 263 мм2 и 355 мм2. Разрушающие напряжения “нетто” для этих образцов равны соответственно 204 МПа, 170 МПа и 193 МПа, а относительные разрушающие напряжения этих образцов

= «<70,2 = (0.47 - 0.54К.2 •

Результаты приведенных в данной работе исследований позволяют оценивать характеристики живучести продольных стыков внахлест обшивки фюзеляжа на этапах проектирования и эксплуатации самолетов.

Образец 6.1.1.

|ТІ іч'1 -і: и: ‘■ї іЕ. Л-. %'і лі л .-п ы* ■ ь лы

и)

Номера

заклепок

о.»

||>.|

■V

'2'-

(4)

(б;

“I ЕЯ ■ .-■■г: і і і 2 + " '-Ч 1 1 к ! " =* і 1 1 ' к:

І Е-> Е-.■ с- • і -- Г вв -Я ! ,Г4 " ! V с 3 ! “■ г- ■ о . і

<7) ® (9ї ао

V \. !;. ■:,11.: .1 л- +:

!, _1 -1 > ! ЧГ— 3— : л і г *

■Л ! О і . ;■ і : - *- ! =■ ч і і

'її}

і'.*

+

,ї.:і

%

!

] В№ .[■_

(\Ъ

і

і ^ М2.

* і ^ 4.-:

п

м і і г, й'1

г,о

“Ї5-

(і$ ^ , і__^м ЧЦ ! іч 1- ¡44-1- -■ГИЧ-І-Я— @ ^ ^ 1 2 1 ■ “ ил

■ —! 1 и ■ Г. 7*4 ¡Г] .. “| • ЗЬ. . і ■' , --і

™ і *

0_9 &

|,о,э- | 1— з-/ і |. ,|:3

! т ; —і ■ : ^ |^ц_

Рис. 16. Размеры многоочаговых трещин, вызвавших разрушения образцов 6.1.1 по нижнему ряду заклепок

78 Б.Г. Нестеренко

Образец 6.1.2.

© ® ®

©

Номера

заклепок

©

®

©

0,55 ,1, 4-°-; 1,25 ( 41і ,5 0,< 4-0. 0,25 и- +0-' "■чь 4 0,4

” '"'-+1 ■■ -М 2 р ^ - 1 - + г- - - —1 1 1 4-

Ю С*- сГ V ЧС С э ^_г > о с ¡Г с* с > V с о- с Г І о- і ■ оо о"

©

О

- Ч| 2,5 ^ ^ >9? 2,2 г - 2,8 і ,4-“ - ,8

^ ■ — 1 I Щк 1 -1 1* 1 р' : - ■ 1« {

•А С > оо 1/- чс о с э * N С > о-

|, 0,5 2,25 , 2.5 0 Л 1,25 1 0,5 | 4 +ол

ГГ Р— - -4- щ г \ Г г - <

V г с І 0, ■4— 3 Ч£ Э ІЛ 5* —Г •о 0,3- 0,55- о" V© о"

©

1,5

1,75

1,5,

11 |

5,6

■ргі

Рис. 17. Размеры многоочаговых трещин, вызвавших разрушения образцов 6.1.2 по нижнему ряду заклепок

Усталость и живучесть продольных стыков обшивки ... 79

Номера

заклепок

©

(5)

уЩ . .. чадя !2’7^ |~4’3 .| Ь? №И НЧ 1*—1—-1 |Л£| кЧху | | 1. 4,7 !,Ч4- ■1 к 1,0 0,8 р4 _ ... И11

1 го г-^— «о оо —" оэ °® оо ,, Т— і оо <4 с - —^ N :Г т4— <• 40

@

О

°’7іі^-і н1>б 1,8 И ( —р! ! р і. і щ Н2’2 і Н1’9 ІД4І” ^ І | і !»'Т І <ад I*—2,6 |... 6,0 ,| ич

1 1—І—І—1——І .... —~Т—.7ГІ ! гч ^ оо ; —* —* о' ; —Т | ! ^ | Т— П *о ! і гч і _Г І Ч. Оч ШШв^ і і <о сч

2,2

И

Цгд

ш:

'НН И2-‘

=Н....' ^4-

°;4+

-4-

0,7

1,6

М

1,3

10 И

,* ~1 і*“ 1,5 - Ь і . І-0’7 Нц 6,0 А5 , 4,8 | —• н 8,0 1 10-9 \

1 —^ _1_ - - — І^Ш т*і і

ОЧ о' о_ с г С с О > гч о * сч ° <3

Рис. 18. Размеры многоочаговых трещин, вызвавших разрушения образцов 6.1.3 по нижнему ряду заклепок

80 Б. Г. Нестеренко

Таким образом, из анализа на усталость плоских образцов, представляющих собой продольный стык внахлест обшивки фюзеляжа из сплава 2024-Т3 А, установлено, что

- разрушение образцов происходило из-за многоочаговых усталостных трещин (MSD);

- поправочные коэффициенты в для коэффициентов интенсивности напряжений К равны: р2= 0,982 - 1,016 - поправка на свободное отверстие, р3= 0,528 - 0,637 - поправка на заполненное отверстие, р4=1,038 - 1,524 - поправка на передачу нагрузки через заклепки (изгиб отсутствует), р5=1,16 - 1,357 - поправка на влияние изгиба;

- долговечность до полного разрушения образцов при циклических напряжениях До =108 МПа и коэффициентом асимметрии 0,1 равна: N = 32918 - 47902 циклов для образцов серии 6.1 и N = 46531 - 109673 циклов для образцов серии 7.1;

- типичная длительность роста многоочаговых усталостных трещин в образцах серии 7.1 с момента образования глубиной с = 0,25 мм до сквозной трещины глубиной с = 2 мм составляет Д^ =7500 циклов. Длительность роста сквозных трещин от полудлин а = 5 мм (включающих радиус отверстия) до полудлин а = 13 - 15 мм (при которых происходило объединение многоочаговых трещин и полное разрушение образцов) Д^=32000 циклов. Длительность роста многоочаговых трещин равна примерно 35% суммарной долговечности.

ЛИТЕРАТУРА

1. Нестеренко Г И. Остаточная прочность подкрепленных конструкций с обширными и многоочаговыми усталостными повреждениями // Труды ЦАГИ. Выпуск 2658. 2002. С. 112 - 117.

2. Swift T. Damage tolerance capability. Journal Fatigue, 1994, Vol. 16, November, pp. 75-94.

3. Gruber M.L., Wilkins K.E., Worden K.E. Investigation of fuselage structure subjected to widespread fatigue damage. Proceedings of the FAA-NASA Symposium on the Continued Airworthiness of Aircraft Structures. Vol.1, pp. 439-459, Atlanta, Georgia, USA, 1996.

4. Seshardi B.R., Newman J.C., Dawicke D.S. and Young R.D. Fracture analysis of the FAA/NASA wide stiffened panels. The Second Joint NASA/FAA/DoD Conference on Aging Aircraft. C.E. Harris ed., NASA CP-208982, 1999, pp.513-524.

5. Fawaz, Scott Anthony. Fatigue crack growth in riveted joints. Diss. Delft University of Technology, 1997, Delft,

NL.

FATIGUE AND DAMAGE TOLERANCE OF LONGITUDINAL SKIN JOINTS IN PRESSURIZED

FUSELAGE

Nesterenko B.G.

Experimental fatigue and damage tolerance study has been conducted on the panels being the longitudi nal lap joint of the fuselage skin. In the process of panel tests some multiple site cracks have been initiated and their coalescence caused panel fracture. The experiments resulted in corrective coefficients to calculate stress intensity factors. Besides, values were found for:

- panel life before crack initiation;

- fatigue crack growth duration till panel fracture;

- panel residual strength criterion.

Сведения об авторе

Нестеренко Борис Григорьевич, 1977 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат технических наук, докторант ИМАШ РАН, автор более 20 научных работ, область научных интересов - механика разру-

шения.