CC BY
69
2004 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА № 84(2)
серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС
УДК 629.7.018.025
УТОЧНЕНИЕ БЕЗОПАСНОГО РЕСУРСА КРИТИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА «СТАРЕЮЩЕГО» ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
А.С. ЛЕВИН, В.Е. СТРИЖИУС
По заказу редакционной коллегии
Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.
Проведена уточненная расчетная оценка безопасного ресурса одного из критических элементов конструкции крыла отечественного пассажирского самолета с использованием предложенной в работе [3] методики по пересмотру и уточнению результатов натурных испытаний на усталость крыльев транспортных самолетов.
1. Введение
В настоящей работе проведена уточненная расчетная оценка безопасного ресурса критического (с точки зрения усталости) элемента нижней поверхности крыла одного из отечественных пассажирских самолетов (в дальнейшем будет обозначаться как самолет «А»).
Самолет «А» - среднемагистральный пассажирский самолет с взлетным весом порядка 60 тс спроектирован в 1960-х годах, в настоящее время принадлежит к категории так называемых «стареющих» самолетов и продолжает эксплуатироваться.
На протяжении нескольких десятилетий были проведены ресурсные испытания нескольких полноразмерных самолетов «А», наработка при испытаниях достигала до 50000 полетов.
По результатам испытаний был определен комплекс замен, доработок и осмотров критических элементов конструкции, который неоднократно пересматривался и уточнялся.
Несмотря на значительный объем экспериментальных и расчетных данных, для некоторых критических элементов конструкции крыла самолета «А» задача дальнейшего уточнения ресурсных характеристик этих элементов по-прежнему является достаточно актуальной.
В настоящей работе рассмотрен один из наиболее критических элементов конструкции крыла самолета «А»: нижняя панель центроплана в зоне усиливающих накладок поперечных стыков съемных панелей (см. рис. 1). Элемент характеризуется следующими важными особенностями:
• при натурных ресурсных испытаниях крыльев самолета «А» непосредственно в указанном элементе были обнаружены значительные усталостные повреждения (рис. 1);
• расчетная оценка безопасного ресурса этого элемента по результатам натурных ресурсных испытаний имеет значительные расхождения с результатами эксплуатации самолетов «А»;
• в процессе эксплуатации не предусмотрены какие-либо доработки или ремонты элемента.
2. Методика пересмотра и уточнения результатов ранее проведенных испытаний крыльев транспортных самолетов
Действующая в настоящее время отраслевая методика расчетов на усталость элементов авиаконструкций, основана на расчете условной величины усталостного повреждения какой-либо программы нагружения, представленной в виде последовательности «полных циклов»:
Рис.1. Усталостные повреждения нижней панели центроплана крыла самолета «А» в зоне усиливающих накладок поперечных стыков съемных панелей
°ЭКв=m4 Z )’ (1)
где:
• Uf - число приведенных отнулевых циклов программы с максимальным значением Got]
• mo - показатель степени для отечественных алюминиевых сплавов принимается, как правило, равным 4.0.
Эта же методика предусматривает следующую процедуру оценки безопасного ресурса критических мест конструкции с использованием результатов натурных усталостных испытаний:
1. Расчетная оценка эквивалентных напряжений G^ei программы испытаний (для рассматриваемого критического элемента).
2. Расчетная оценка (для того же элемента) эквивалентных напряжений Оэкв2 типового полета.
3. Оценка эквивалента программного нагружения:
Кэкв = (Фэкв!@Экв2) 0 • (2)
4. Расчетная оценка усталостной долговечности (до образования усталостных трещин) N2 рассматриваемого критического элемента с использованием значения усталостной долговечности Ni этого элемента, полученного при натурных усталостных испытаниях:
N2 = Ni хКжв •
5. Расчетная оценка безопасного ресурса рассматриваемого критического элемента:
Т= N2/ h,
где h - нормированный коэффициент надежности.
Известно, что применение описанной процедуры на практике позволяет получить приемлемые по точности результаты далеко не всегда: достаточно часто результаты расчетной оценки
безопасного ресурса многих конструктивных элементов не подтверждаются данными эксплуатации.
В работе [1] в качестве статистической модели зависимости усталостной долговечности (до образования усталостных трещин) элементов крыла транспортного самолета от наиболее важных параметров квазислучайных спектров нагружения предложено уравнение множественной линейной регрессии, значительно повышающее точность расчетов на усталость:
lgN = a + bs + c(1 -R) -mlgs - nlgs
о пол. a max V / о ^ m & экв
или
ДГ s—m—n Л r\a+bsa max +c (1-R) /О \
NnonSmS^e = 10 , (3)
где:
• sm, &экв, sa max и R - ключевые параметры квазислучайного спектра, определяющие его «тяжесть»;
• a, b, c, m, n - постоянные уравнения, зависящие от конструктивно-технологических особенностей элемента конструкции, типа квазислучайного спектра, и определяемые на основе регрессионного анализа эмпирических данных.
В работе [2] сделан вывод о принципиальной возможности использования уравнения (3) с постоянными a, b, c, m, n, соответствующими определенному образцу или конструктивному элементу и определенному типу квазислучайного нагружения, для расчетов на усталость тех же образцов или конструктивных элементов крыльев транспортных самолетов при другом типе квазислучайного нагружения или при «блочном» программном нагружении.
В работе [3] на основе использования уравнения (3) предложена методика пересмотра и уточнения результатов натурных испытаний на усталость, позволяющая повысить точность расчетных оценок ресурсных характеристик критических мест конструкции крыльев транспортных самолетов. Основные положения предлагаемой методики сформулированы следующим образом:
1. Разработка теоретической, максимально приближенной к эксплуатационным условиям нагружения, квазислучайной программы-«эталона» испытаний на усталость крыла рассматриваемого транспортного самолета.
2. Переход от квазислучайной программы-«эталона» испытаний на усталость крыла к «эталонному» квазислучайному нагружению рассматриваемого конструктивного элемента крыла.
3. Оценка значения Кэкв уточн. - эквивалента для уточнения усталостной долговечности рассматриваемого конструктивного элемента, полученной в результате натурных испытаний на усталость. Кэкв уточн. - это эквивалент между реальной (как правило, «блочной») и теоретической квазислучайной программой-«эталоном» на этапе усталостной долговечности до образования усталостных трещин, значение которого в работе [3] предложено оценивать с использованием соотношения:
Кэкву„оч,. =(s„,/s„2)m 2)n X 10blSa“2-Sam-'+c(R.-R2' , (4)
где:
• «1» - индекс «блочной» или квазислучайной программы натурных испытаний на усталость с параметрами нагружения sm1; sa maxi; s^; Ri;
• «2» - индекс квазислучайной программы-«эталона» с параметрами нагружения s
m2> sa max2> (?экв2> R2 ;
• a, b, c, m, n - значениями постоянных уравнения (3) для рассматриваемого конструктивного элемента.
4 Расчетная оценка усталостной долговечности (до образования усталостных трещин) N2 рассматриваемого критического элемента с использованием значения усталостной долговечности N1, полученного при натурных усталостных испытаниях:
N2 = N1 X Кэкв уточн. .
5 Расчетная оценка безопасного ресурса рассматриваемого критического элемента:
Т= N2/ Л,
где Л - нормированный коэффициент надежности.
3. Оценка значений Кэкв уточн. для уточнения результатов натурных испытаний на усталость критических элементов крыла самолета «А»
Натурные испытания на усталость крыла самолета «А» были проведены по следующим программам «блочного» типа:
1. «Блочная-А-1» - программа № 1 испытаний на усталость крыла самолета «А» на стенде
№ 1.
2. «Блочная-А-2» - программа № 2 испытаний на усталость крыла самолета «А» на стенде № 2.
Программы представлены в виде схематического программного нагружения на рис.2-3.
В качестве программы-«эталона» для крыла самолета «А» принята программа «ПУСК-А» -теоретическая квазислучайная программа испытаний на усталость крыла самолета «А», разработанная специалистами ОКБ с учетом современных представлений о эксплуатационной на-груженности самолета «А» (табл. 1).
Таблица1
Полетный блок нагрузок программы «ПУСК-А»
Тип поле- та Число полетов в блоке из 2500 пол. Номер и величина уровня амплитуды <Уа / <Ут Полное число циклов за полет
I 1.02 II 0.97 III 0.87 IV 0.76 V 0.66 VI 0.56 VII 0.46 VIII 0.36 IX 0.25 X 0.15
Число циклов за полет
А 1 1 1 0 1 0 3 5 24 41 59 135
В 1 1 1 0 0 3 5 24 30 56 120
С 3 1 0 1 2 4 18 27 54 107
Б 11 1 0 1 3 16 24 48 930
Е 34 1 0 2 8 20 44 75
Г 105 1 1 5 18 41 66
О 272 1 2 11 36 50
н 624 1 8 32 41
I 972 1 30 31
1 477 26 26
Полное число циклов в блоке 1 2 4 12 37 128 500 2243 11942 77928
Суммарное число циклов в блоке 1 3 7 19 56 183 681 2920 14850 927419
Наземные нагрузки: Ост = -0.643 От (только циклы «ЗВЗ»)
2,5
1,5
0,5
-0,5
4 7 10 13 16 19 22 25 28 31 34 37 40 43 46 49
п, эктремумы
Рис.2. Программа "Блочная-А-1". Схема программного нагружения нижних панелей корневой зоны крыла самолета "А "
на стенде № 1
2
0
Рис.3. Программа "Блочная-А-2". Схема программного нагружения нижних панелей корневой зоны крыла самолета "А
на стенде № 2
Оценки значений Кэкв уточн. программ «Блочная-А-1» и «Блочная-А-2» проведены для рассматриваемого в настоящей работе критического элемента нижней поверхности крыла самолета «А»: нижней панели центроплана в зоне усиливающих накладок поперечных стыков съемных панелей (материал панели - лист Д16АТ).
Определение постоянных Ь, с, п, т соотношения (4), соответствующих рассматриваемому конструктивному элементу, проведено на основе использования данных по значениям постоянных уравнения (3), приведенных в работе [1]. В работе [1] выбран элемент, который при определенном допущении может быть принят конструктивно-технологическим аналогом рассматриваемому конструктивному элементу крыла самолета «А». В качестве такого элемента-аналога принят образец болтового двухсрезного соединения листов Д16АТ, испытанный квазислучай-ными программами «ТВИСТ» и «МиниТВИСТ» [4].
Значения постоянных Ь, с, п, т соотношения (4), принятые для рассматриваемого конструктивного элемента крыла самолета «А», приведены в табл.2. Там же приведено принятое значение постоянной т0 соотношения (2).
Значения основных параметров нагружения рассматриваемых программ приведены в табл.3.
Полученные результаты оценок значений Кэкв уточн. приведены в табл.3 и на рис.4. Там же для сравнения приведены результаты оценок значений Кэкв с использованием соотношения (2).
Таблица 2
Значения постоянных т0, Ь, с, т, п соотношений (2) и (4), принятые для нижней панели центроплана крыла самолета «А»
Тип программы испытаний то Ь с т п
«Блочная-А-1» 4.0 0.8 0.2 3.3 13.8
«Блочная-А-2» 4.0 0.8 0.2 3.3 13.8
«ПУСК-А» 4.0 0.8 0.2 3.3 13.8
Таблица 3
Основные параметры программ испытаний и результаты сравнительных оценок значений Кэкв и Кэквуточн. программ «Блочная-А-1» и «Блочная-А-2» для нижней панели центроплана крыла самолета «А»
Тип программы испытаний ат, МПа @экв @а тах К Кэкв Кэкв уточн.
«Блочная-А-1» 70.8 2.4840 1.338 -0.332 2.48 18.51
«Блочная-А-2» 88.2 1.7913 0 -0.612 1.61 4.34
«ПУСК-А» 72.2 1.9422 1.020 -0.708 -- --
По результатам анализа полученных данных может быть сделан следующий основной вывод:
• значения Кэкв уточн. для рассмотренного конструктивного элемента крыла самолета «А», полученные с использованием соотношения (4), существенно отличаются от соответствующих значений Кэкв, полученных с использованием соотношения (2).
20
18
16
14
а: » о £ 12
со 5е 10
£ 8
6
4
2
0
□ "Блочная-А-1", стенд № 1, Кэкв (2)
□ "Блочная-А-1", стенд № 1, Кэкв уточн. (4)
И"Блочная-А-2", стенд № 2, Кэкв (2)
^"Блочная-А-2", стенд № 2, Кэкв уточн. (4)
¡¡¡¡¡¡¡И
Рис.4. Результаты сравнительных оценок значений Кэкв и Кэ
для
1 экв уточн.
уточнения результатов натурных испытаний на усталость нижней панели центроплана крыла самолета "А "
4. Уточнение расчетных оценок безопасного ресурса рассматриваемого критического элемента конструкции крыла самолета «А»
В табл. 4 и на рис. 5 приведены результаты уточнения расчетных оценок безопасного ресурса рассмотренного критического элемента места с использованием полученных выше значений Кэкв уточн. программ «Блочная-А-1» и «Блочная-А-2» и сравнение полученных результатов с оценкой ресурса, полученной по опыту эксплуатации.
Таблица 4
Расчетная оценка безопасного ресурса нижней панели центроплана
крыла самолета «А»
Вариант расчета № стенда; тип программы испытаний Наработка с-та в эксплуатации, тип. пол. Кисп.Х Кэкв (Кэкв уточн.), тип. пол. Суммарная наработка, типовые полеты Коэффициент надежности, Г/ Безопасный ресурс, полеты Ресурс по опыту эксп-ции, полеты
Исходный № 1; «Блоч-А-1» 17800 1236х2.48 20870 4.0 5220 10820**
Исходный № 2; «Блоч-А-2» 18470 6515х1.61 28960 4.0 7240 10820**
С уточнением № 1; «Блоч-А-1» 17800 1236х18.5* 40680 4.0 10170 10820**
С уточнением № 2; «Блоч-А-2» 18470 6515х4.34* 46750 4.0 11690 10820**
*) Значения Кже уточн.
**) Расчетная оценка ресурса на основе статистической обработки результатов испытаний на усталость и опыта эксплуатации всего парка самолетов с использованием программы В.Я. Сеника (НИО-18, ЦАГИ).
14000 -12000 -
10000
¡2 8000
о
с
о
с
н 6000
4000 -2000 -0 -
5. Выводы
Полученные результаты позволяют сделать следующие выводы:
1. Порядок полученных значений Кэкв уточн, разница значений Кэкв уточн. и Кэкв показывают на реальную необходимость значительного пересмотра и уточнения результатов натурных испытаний на усталость рассмотренного конструктивного элемента крыла самолета «А».
2. Учитывая замечания о точности расчетов с использованием соотношений (2) и (4), сделанные в работах [1-3] и отмеченные выше, можно утверждать, что для решения задачи пересмотра и уточнения результатов натурных испытаний на усталость широкого спектра конструктивных элементов крыльев отечественных транспортных самолетов использование соотношения (2) является неприемлемым. Для решения подобной задачи соотношение (4) обладает более определенным физическим смыслом и более значительными перспективами в достижении необходимой точности расчетных оценок.
3. Полученные результаты уточнения расчетных оценок безопасного ресурса рассмотренного критического элемента конструкции крыла самолета «А» намного ближе к данным эксплуатации, чем результаты исходного расчета, поэтому они могут быть использованы в обосновании ресурса крыла самолета «А».
ЛИТЕРАТУРА
1. Стрижиус В.Е. Уравнение кривой усталости при квазислучайном нагружении элементов продольного набора крыла неманевренного самолета // Ученые записки ЦАГИ. - М., 1998. Т. ХХ1Х. № 3-4. С. 144-152.
□ Исходный расчет, стенд № 1
□ Исходный расчет, стенд № 2
Ш Расчет с уточнением, стенд № 1
□ Расчет с уточнением, стенд № 2
□ Ресурс по опыту эксплуатации
Рис. 5. Сравнение результатов расчетной оценки безопасного ресурса нижней панели центроплана крыла самолета "А "
2. Стрижиус В.Е. К расчету усталостной прочности элементов крыла неманевренного самолета при сложном программном нагружении // Ученые записки ЦАГИ. - М., 2003. Т. XXXIV. № 1-2. C. 115-122.
3. Стрижиус В.Е. Методика пересмотра и уточнения результатов натурных испытаний на усталость крыльев транспортных самолетов // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 60, 2003. C. 78-88.
4. Свирский Ю.А., Дергунов С.Ф., Басов В.Н., Ушаков И.Е. Методика и результаты испытаний при квазислучайном нагружении, характерном для элементов крыла // Проблемы прочности. 1988. № 6. С.53-58.
REFINEMENT OF SAFE RESOURCE OF BOTTLENECKS OF A DESIGN OF A WING OF A «GROWING OLD» PASSENGER AIRPLANE
Levin A.S., Strizhius V.E.
The updated estimation of safe life of some structural significant items of a wing of a domestic passenger airplane with use of [3] methods of revision and more accurate definition results of the transport airplanes wing fatigue full-scale test is carried out.
Сведения об авторах
Левин Александр Сергеевич, 1938 г.р., окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1968), кандидат технических наук, начальник группы «Ил» отдела «Исследований долговечности и коррозионной стойкости ВС» (НЦПЛГ ВС ГосНИИ ГА), автор 37 научных работ, область научных интересов - эксплуатация воздушного транспорта, прочность летательных аппаратов.
Стрижиус Виталий Ефимович, 1951 г.р., окончил ХАИ (1974), кандидат технических наук, главный специалист ЗАО «Г ражданские самолеты Сухого», автор 23 научных работ, область научных интересов - усталость элементов авиаконструкций при сложном программном нагружении.
