CC BY
159
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС
№141
УДК 629.7.015.4:539.43
ВЛИЯНИЕ ДЛИТЕЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ НА ПРОЧНОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МАТЕРИАЛОВ
В.Н. БАСОВ, Г.И. НЕСТЕРЕНКО, Б.Г. НЕСТЕРЕНКО, В.Г. ПЕТРУСЕНКО
По заказу редакционной коллегии
Представлены результаты экспериментальных исследований механических характеристик, характеристик усталости, циклической трещиностойкости и остаточной прочности материалов алюминиевых сплавов обшивки крыла и фюзеляжа самолетов, имеющих наработку в эксплуатации от 8 до 38 лет и сравнение с образцами, взятыми со склада.
Ключевые слова: малоцикловая усталость, остаточная прочность, циклическая трещиностойкость, механические характеристики.
Проблема обеспечения безопасной эксплуатации длительно эксплуатируемых (стареющих) самолетов является одной из важнейших в современной авиации. К настоящему времени многие типы отечественных и зарубежных самолетов выработали ресурсы и сроки службы, заданные при их проектировании. А так как в ближайшее время невозможно полностью заменить старые типы самолетов новыми, то приходится продлевать ресурсы и сроки службы старых самолетов сверх проектных значений. При этом необходимо учитывать возможное изменение характеристик прочности материалов конструкций в процессе длительной эксплуатации.
В литературе имеется ряд публикаций по экспериментальному исследованию деградации (ухудшения) характеристик материалов авиационных конструкций [1-5], в которых содержатся противоречивые выводы. Одни авторы делают заключение, что есть деградация свойств алюминиевых сплавов, другие отрицают её. Противоречивый характер таких выводов обусловлен сложностью проведения корректного эксперимента по определению деградации.
Практически все опубликованные результаты экспериментов по деградации характеристик статической и циклической трещиностойкости были получены на сравнительно узких образцах
- шириной 30-75 мм. Такая ширина образцов может оказаться недостаточной для сравнения указанных характеристик ряда сплавов. Статическое разрушение таких узких образцов происходит при напряжениях в сечении нетто, примерно равных пределу текучести материала. При
этом критерий линейной механики разрушения Ку =Карр (критический условный коэффициент интенсивности напряжений) неприменим. На узких образцах определяется скорость роста усталостных трещин ёа/ёК при сравнительно малых размахах коэффициентов интенсивности напряжений ДК. Но некоторые алюминиевые сплавы имеют близкие значения скоростей роста трещин при малых размахах ДК и существенно отличающиеся значения скоростей при больших ДК.
Большинство исследователей представляли сравнение циклической трещиностойкости новых и старых материалов графически в виде зависимостей скорости роста трещин ёа/ёК от размаха коэффициентов интенсивности напряжений ДК в логарифмических координатах. Но по таким графикам затруднительно визуально определить различие длительностей роста трещин величиной в 1,5—2,5 раза. Для практики такое различие является существенным. Кроме того, некоторые авторы объясняют указанное различие рассеянием скоростей роста трещин, а не деградацией, с чем трудно согласиться.
В связи с тем, что в распоряжении большинства исследователей не было новых материалов (материалов со склада) той же марки и тех же лет выпуска, что и обшивки длительно эксплуа-
тируемых самолетов (старые материалы), то экспериментальные данные материалов длительно эксплуатируемых самолетов сравнивались с экспериментальными данными соответствующих материалов, приведенных в справочниках. Такое сравнение не всегда является корректным по той причине, что условия проведения экспериментов в разных лабораториях могут существенно отличаться.
Многие авторы проводили эксперименты на образцах материала, вырезанных из конструкции одного экземпляра самолета. Такой ограниченный эксперимент может и не позволить сделать объективный вывод.
Особенностью данной работы является то, что она практически лишена указанных выше недостатков проведения экспериментов.
В работе приведены материалы экспериментальных исследований свойств новых и старых материалов конструкций крыла и фюзеляжа различных отечественных и зарубежных самолетов. Все эксперименты проведены в ЦАГИ в лаборатории отделения ресурса конструкций летательных аппаратов.
Экспериментальное исследование деградации характеристик материалов проводилось на образцах, вырезанных из конструкций крыла и фюзеляжа, длительно эксплуатировавшихся самолетов (старые материалы) и листов, взятых со складов (новые материалы).
Механические характеристики определялись путем испытаний образцов на растяжение в соответствии со стандартами. Исследование малоцикловой усталости N проведено на образцах в виде полосы шириной 36 мм, длиной 170 мм с центральным отверстием диаметром 6 мм и коэффициентом концентрации напряжений по сечению нетто а0 = 2,6. Исследование малоцикловой усталости образцов проведено при отнулевом нагружении (Я=0) с максимальными напряжениями по сечению брутто =133 МПа и частотой 3 Гц. По результатам испытаний
определялась средняя долговечность N.
Исследование циклической и статической трещиностойкости материалов проводилось на неподкрепленных образцах с центральной трещиной. Все образцы испытывались в исходном состоянии (сохранялись плакировка и анодирование) без применения антивыпучивающих накладок.
Испытывались два типа образцов - широкие и узкие.
Широкие образцы из крыла имели ширину W = 495-750 мм, широкие образцы из фюзеляжа
- W = 1200 мм. Длина образцов равнялась утроенной ширине. Для имитации трещин в центре каждого образца наносился надрез. Испытания широких образцов на скорость роста трещин проводились при коэффициенте асимметрии цикла Я = 0,023 и размахе напряжений Да = ошах - о,г1ш = 130 МПа с частотой { = 0,17 Гц. После проведения экспериментов на длительность (скорость) роста трещин образцы с выращенной трещиной испытывали на остаточную прочность.
Узкие образцы имели ширину W = 160-200 мм. Испытания узких образцов на длительность роста трещин проводились при асимметричном цикле нагружения с Да = атах - а т;п = 130 МПа и частотой 1 Гц. Часть исследуемых узких образцов предварительно подвергалась отжигу при температуре 400°С.
Испытания проводились на электрогидравлических испытательных машинах "РБА-Ш ЗсЬепск", МТ8-100, МТ8-250 и МТ8-1000.
Экспериментальные данные по трещиностойкости материалов обрабатывались методами линейной механики разрушения [6]. Процентное содержание примесей железа (Бе) и кремния (Б1) в полуфабрикатах было определено в лабораториях ВИАМ и ВИЛС. Сводные результаты проведенных исследований представлены в табл. 1 и 2 и на рис. 1-5. Номера экспериментов (самолетов), приведенные в табл.1, совпадают с номерами кривых длительности роста трещин и прямых скорости роста трещин, приведенными на рис. 1-5.
Таблица 1
№ п/п Материал Оь, МПа Оо^ МПа 5ш % Ее, % &, % N циклов
1 Д16АТВ лист 1,2-2,0 460 310 19 0,38 0,28 85000
2 Д16АТВ л. 1,2 440 320 18 0,32 0,21 -
3 Д16АТВ л. 1,2 470 340 18 - - 73000
4 Д16АТВ л. 1,2 430 320 19 - - -
5 Д16АТВ л. 1,5 480 360 15 0,3 0,35 -
6 Д16АТВ л. 1,5 450 330 18 - - 81000
7 Д16АТВ л. 2,0 460 360 18 0,18 0,2 -
8 Д16АТВ л. 2,5-6,0 450 320 19 0,38 0,28 98000
9 Д16АТВ л. 5,0 470 360 19 0,39 0,27 77000
10 Д16АТВ л. 5,0 470 360 19 0,39 0,27 43000
11 Д16АТВ л. 2,5-4,0 480 370 15 0,39 0,3 88000
12 Д16АТВ л. 6,0 470 360 19 0,4 0,4 60000
13 Д16АТВ л. 2,5 460 350 16 - - 89000
14 Д16АТНВ л. 4,0 500 390 10 0,28 0,28 94000
15 Д16АТНВ л. 4,0-5,0 490 410 12 0,3 0,24 83000
16 Д16АТНВ л. 6,0 500 390 13 - - 81000
17 Д16АТНВ л. 4,0 490 410 10 0,3 0,24 67000
18 Д16АТНВ л. 5,0 520 430 15 0,34 0,25 66000
19 Д16Т прес. панель 1=5,0 510 400 11 - - 164000
20 Д16чТ прес. панель 1=4,0 530 430 11 0,16 0,13 181000
21 Д16Т прес. панель 1=4,0 520 410 10 0,35 0,13 159000
22 Д16чТ прес. панель 1=4,0 480 380 13 0,15 0,09 167000
23 Д16чТ прес. панель 1=4,0 530 410 13 0,16 0,15 174000
24 Д16Т прес. панель 1=3,0 510 390 12 0,38 0,27 116000
25 Д16Т прес. профиль 1=5,0 530 440 12 0,25 0,21 200000
26 Д16Т прес. профиль 1=5,0 490 360 - 0,4 0,2 84000
Продолжение табл. 1
27 В95АТ1В л. 3,0-4,0 540 500 10 - - 48000
28 В95АТ1В л. 3,5 540 500 8,1 - - 41000
29 В95АТ1В л. 4,0 - - - - - 40000
30 В95АТ1В л. 3,0-4,0 560 510 12 - - 44000
31 В95АТ1В л. 5,0 550 500 9 - - 45000
32 В95Т1 прес. панель 1=3-5 640 570 7,5 0,36 0,17 100000
33 В95Т1 прес. панель 1=6,0 620 580 7,9 0,3 0,22 41000
34 В95пчТ1 прес. панель 1=6,0 570 530 8,8 0,28 0,07 110000
35 В95пчТ1 прес. панель 1=6,0 590 540 9,3 0,37 0,07 110000
36 2024-Т3 л. 1,8 480 320 17 0,19 0,15 79000
37 2024-Т3 л. 1,4 440 350 18 0,32 0,13 121000
38 2024-Т3 л. 2,0 440 300 22 0,1 0.05 82000
39 2024-Т3 л. 1,6 480 340 17 - - 73000
40 2024-Т3 л. 6,0-7,0 неплак. 500 370 16 0,33 0,14 155000
41 2024-Т3 л. 4,0 неплак. 490 380 19 0,25 0,1 125000
42 2024-Т351 плита 1=8,0-10,0 - - - - - 162000
43 2024-Т351 плита 1=5,0 490 390 13 0,23 0,14 137000
44 2024-Т351 плита 1=5,0 520 400 13 0,09 0,05 125000
45 2024-Т351 плита 1=5,0 520 400 13 0,09 0,05 650000
46 2024-Т351 прес. проф. 1=5,0 580 460 12 0,24 0,11 166000
47 7075-Т6 л. 6,0-7,0 неплак. 560 490 12 0,28 0,16 94000
48 7075-Т6 л. 1,5 590 540 13 0,2 0,15 41000
49 7075-Т6 л. 1,6 590 - 12 - - 76000
50 7075-Т6 л. 3,5 560 - 10 - - 64000
51 7075-Т651 плита 1=4,0 580 530 9,7 0,23 0,1 58000
52 7075-Т651 прес. проф 1=3,5-4,0 650 610 8,6 0,19 0,07 100000
53 7075-Т651 прес. проф 1=1,7-2,7 590 560 07.сен 0.18 0.10 53000
54 7178-Т6 л. 3,5 неплак. 610 590 9 0,2 0,06 43000
55 7178-Т6 л. 5,0 неплак. 620 580 6,7 - - 90000
56 7178-Т651 прес. проф 1=4,0 690 670 8 0,22 0,14 106000
Таблица 2
№ п/п Материал d2a/dn, мм/кц K ^аррэ МПа-Vм Самолет Агрегат т, лет
1 Д16АТВ лист 1,2-2,0 4 98 - - 0
2 Д16АТВ л. 1,2 8 84 Ан-12 Ф 15
3 Д16АТВ л. 1,2 8 - Ан-12 Ф 35
4 Д16АТВ л. 1,2 5 74 Ту-124 Ф 0
5 Д16АТВ л. 1,5 8 84 Ил-18 Ф 22
6 Д16АТВ л. 1,5 8 - Ил-18 Ф 33
7 Д16АТВ л. 2,0 6 - Ту-154Б Ф 21
8 Д16АТВ л. 2,5-6,0 8 100 - - 0
9 Д16АТВ л. 5,0 30 85 Ил-18 К 22
10 Д16АТВ л. 5,0 30 85 Ил-18 К 22
11 Д16АТВ л. 2,5-4,0 25-100 - Ил-18 К 33
12 Д16АТВ л. 6,0 - - Ан-12 К 11
13 Д16АТВ л. 2,5 30 - Ту-134А К 25
14 Д16АТНВ л. 4,0 8 101 - - 0
15 Д16АТНВ л. 4,0-5,0 30 80 Ан-10А К 13
16 Д16АТНВ л. 6,0 20 - Ан-12 К 35
17 Д16АТНВ л. 4,0 20 82 Ан-12 К 15
18 Д16АТНВ л. 5,0 - - Ан-12 К 18
19 Д16Т прес. панель 1=5,0 7 105 - - 0
20 Д16чТ прес. панель 1=4,0 5 108 - - 0
21 Д16Т прес. панель 1=4,0 7 102 Ил-62 К 0
22 Д16чТ прес. панель 1=4,0 7 107 Ил-76 К 0
23 Д16чТ прес. панель 1=4,0 10 107 Ил-86 К 0
24 Д16Т прес. панель 1=3,0 15 91 Ан-24 К 15
25 Д16Т прес. проф. 1=5,0 - - - - 0
26 Д16Т прес. проф. 1=5,0 - - Ан-12 К 18
27 В95АТ1В л. 3,0-4,0 20 71 - - 0
28 В95АТ1В л. 3,5 60 54 Ту-114 К 25
29 В95АТ1В л. 4,0 - - Ан-8 К 20
30 В95АТ1В л. 3,0-4,0 40 - 3М К 10
31 В95АТ1В л. 5,0 80 51 3М К 25
Продолжение табл. 2
32 В95Т1 прес. панель 1=3,0-5,0 - - - - 0
33 В95Т1 прес. панель 1=6,0 22 57 Ту-22М К 15
34 В95пчТ1 прес. панель 1=6,0 15 87 Ту-22М К 0
35 В95пчТ1 прес. панель 1=6,0 15 90 Ту-22М К 8
36 2024-Т3 л. 1,8 6 100 - - 0
37 2024-ТТ3 л. 1,4 5 87 В-707 Ф 24
38 2024-ТТ3 л. 2,0 - - В-747 Ф 13
39 2024-ТТ3 л. 1,6 10 - А310 Ф 11
40 2024-ТТ3 л. 6,0-7,0 неплак. - - - - 0
41 2024-ТТ3 л.4,0 неплак. 4 108 В-707 К 24
42 2024-ТТ351 плита 1=8,0-10,0 - - - - 0
43 2024-ТТ351 плита 1=5,0 4 - А310 К 11
44 2024-ТТ351 плита 1=5,0 4 - В-747 К 13
45 2024-ТТ351 плита 1=5,0 4 - В-747 К 13
46 2024-ТТ351 прес. проф. 1=5,0 - - В-747 К 13
47 7075-ТТ6 л. 6,0-7,0 неплак. - - - - 0
48 7075-ТТ6 л. 1,5 - - Б-5Б Ф 20
49 7075-ТТ6 л. 1,6 - - БЄ-8 Ф 15
50 7075-ТТ6 л. 3,5 - - БЄ-8 К 15
51 7075-ТТ651 плита 1=4,0 - - Б-5Б К 20
52 7075-ТТ651 прес. проф. 1=3,5-4,0 - - В-707 К 24
53 7075-Т651 прес. проф. 1=1,7-2,7 - - Б-5Б Киль 20
54 7178-ТТ6 л. 3,5 неплак. - - В-707 К 24
55 7178-ТТ6 л. 5,0 неплак. - - В-707 К 24
56 7178-ТТ651 прес. проф. 1=4,0 - - В-707 К 24
2а, нм
О Н--------------1----- I -------1-------1—— 1----------1-------
О 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000
N4 циклы
Рис. 1. Длительность роста трещин в образцах обшивки крыла Ан-12 в состоянии поставки (14) и после длительной эксплуатации (15, 17). Материал Д16АТНВ
Рис. 2. Скорость роста трещин в образцах обшивки крыла Ан-10А, Ан-12 в состоянии поставки (14) и после длительной эксплуатации (15, 17). Материал Д16АТНВ
Рис. 3. Влияние отжига на длительность роста трещин в образцах обшивки крыла самолета Ту-134А из материала Д16АТВ в состоянии: поставки (8), после длительной эксплуатации (13),
после длительной эксплуатации и отжига (13+отжиг)
Механические характеристики
Анализ экспериментальных данных (табл. 1) показал, что после длительной эксплуатации самолетов значения временного сопротивления оь, условного предела текучести о 0,2, относительного удлинения 510 после разрушения находятся в пределах значений, задаваемых техническими условиями (ТУ) на соответствующие материалы. Значения этих характеристик практически равны в старых и новых полуфабрикатах, за исключением листов обшивки нижней поверхности крыла из сплава Д16АТВ л. 2,5-6,0 (табл. 1, строки № 9-13).
50 60 70 80 90 100
ДК, МПаи/м
Рис. 4. Влияние отжига на скорость роста трещин в образцах обшивки крыла самолета Ту-134А из материала Д16АТВ в состоянии: поставки (8), после длительной эксплуатации (13), после длительной эксплуатации и отжига (13+отжиг)
Рис. 5. Скорости роста трещин в образцах обшивки фюзеляжа А310 после длительной эксплуатации (39) и в состоянии поставки (36). Материал 2024-Т3
В этих листах обнаружено увеличение значений оь, о0.2 и снижение значений 510 по сравнению с новыми листами (табл.1, строка № 8), что свидетельствует об охрупчивании сплава данных листов в процессе эксплуатации.
Сопротивление усталости
Наблюдается снижение средней усталостной долговечности ряда материалов длительно эксплуатирующихся самолетов по сравнению с новыми полуфабрикатами: в листах обшивки крыла из Д16АТВ л. 2,5-6 (табл.1, № 8-13); в листах обшивки крыла из Д16АТНВ л. 4-5
(табл. 1, № 14-18); в прессованных панелях обшивки крыла из Д16Т (табл.1, № 19, 24); в толстостенных прессованных панелях обшивки крыла из Д16Т (табл. 1, № 25-26); в прессованных панелях обшивки крыла из В95Т1 (№ 32-33); в плитах обшивки крыла из 2024-Т351 (табл.1, № 42-44).
Следует отметить, что образцы из плиты обшивки нижней поверхности крыла из сплава 2024-Т351 одного из длительно эксплуатируемых самолетов разделились на две группы. Долговечность одной группы (№ 44) составляет в среднем 125000 циклов, другой группы (№ 45) -около 650000 циклов. Долговечность первой группы (№ 44) получена по результатам испытаний 8 образцов, долговечность второй группы (№ 45) получена по результатам испытаний 13 образцов.
Остаточная прочность
Остаточная прочность характеризовалась значениями критических условных коэффициентов интенсивности напряжений неподкрепленных листов КУС =Карр. Как следует из представленных в таблице результатов испытаний, в процессе длительной эксплуатации самолетов происходит уменьшение остаточной прочности алюминиевых сплавов обшивки крыла и фюзеляжа всех самолетов. Значения КУС =Карр уменьшаются: в листах обшивки фюзеляжа из Д16АТВ
л. 1,2-2 в 1,32 раза (табл. 2, № 1, 4); в листах обшивки фюзеляжа из 2024-Т3 л. 1,4-1,8 в 1,15 раза (№ 36-37); в листах обшивки крыла из Д16АТВ л. 2,5-6 в 1,17 раза (№ 8, 9); в листах обшивки крыла из Д16АТНВ л. 4-5 в 1,25 раза (№ 14, 15); в прессованных панелях обшивки крыла из Д16Т в 1,15 раза (№ 19, 24); в листах обшивки крыла из В95Т1 в 1,4 раза (№ 27-31).
Скорость роста усталостных трещин
В процессе длительной эксплуатации самолетов происходит значительное увеличение скорости роста трещин и, соответственно, уменьшение длительности роста трещин алюминиевых сплавов обшивки крыла и фюзеляжа всех самолетов (табл. 2 и рис. 1-5). Скорость роста усталостных трещин ё2а/ёК (ёа/ёК) увеличивается: в листах обшивки фюзеляжа из Д16АТВ л. 1,2-2 в 1,5-2,0 раза (табл. 2, № 1-3, 5-6); в листах обшивки фюзеляжа из 2024-Т3 л. 1,4-1,8 в 1,66 раза (№ 36, 39); в листах обшивки крыла из Д16АТВ л. 2,5-6 в 3,75 раза (№ 8, 9); в листах обшивки крыла из Д16АТНВ л. 4-5 в 3,75 раза (№ 14, 15); в прессованных панелях обшивки крыла из Д16Т в 2,14 раза (№ 19, 24); в листах обшивки крыла из В95Т1 в 4 раза (№ 27-31).
Термообработка (отжиг) образцов обшивки
Приведенные выше результаты экспериментов показали проявление деградации характеристик трещиностойкости алюминиевых сплавов в процессе длительной эксплуатации самолетов. С целью подтверждения этого эффекта было проведено сравнение скоростей роста усталостных трещин в образцах, подвергнутых предварительной термообработке. Термообработка представляла собой отжиг путем нагрева образцов до 400°С с последующим охлаждением до температуры около 20°С. Термообработке подверглись узкие образцы, вырезанные из обшивки крыла и фюзеляжа длительно эксплуатируемых самолетов, а также из листов, взятых со склада. Листы обшивки длительно эксплуатируемых самолетов и складские листы были изготовлены, примерно, в один период. Проводилось сравнение характеристик роста трещин в алюминиевых сплавах одной и той же марки.
Вследствие термообработки образцов обшивки нижней поверхности крыла из сплава Д16АТВ л. 5 скорость роста трещин при больших размахах коэффициентов интенсивности на-
пряжений ДК уменьшилась, примерно, в три раза. В образцах из листов со склада термообработка практически не повлияла на скорость роста трещин (рис. 3, 4).
В образцах обшивки нижней поверхности крыла из сплава Д16АТВ л. 2,5 вследствие термообработки скорость роста трещин уменьшилась в 3-4 раза и стала равной скорости роста трещин в образцах из листов со склада. В тонких листах фюзеляжа не выявлено значительного влияния отжига на скорость роста усталостных трещин.
Таким образом, эксперименты на образцах из обшивки нижней поверхности крыла показали, что путем отжига устраняются деградационные эффекты в алюминиевых сплавах.
Выводы
Проведено экспериментальное исследование влияния длительной эксплуатации самолетов на свойства алюминиевых сплавов. Эксперименты проводились на образцах, вырезанных из конструкции самолетов различных фирм: Ильюшина, Туполева, Антонова, Мясищева, Боинг, Дуглас, Эрбас, Локхид. Параллельно определялись свойства складских полуфабрикатов алюминиевых сплавов. Механические характеристики определялись на стандартных образцах, сопротивление усталости - на полосе с центральным отверстием, статическая и циклическая трещиностойкость - на образцах шириной 160-1200 мм с центральной трещиной. Испытания проведены на электрогидравлических машинах.
Проведенные исследования показали значительную деградацию (ухудшение) характеристик живучести алюминиевых сплавов. Остаточная прочность различных полуфабрикатов уменьшилась в 1,15-1,4 раза. Скорость роста усталостных трещин увеличилась в 1,5—4,0 раза.
Эффект ухудшения трещиностойкости алюминиевых сплавов подтвержден также и методом применения термообработки (отжига) при сравнении скоростей роста усталостных трещин в новых и старых (длительно эксплуатируемых) сплавах.
Снижение трещиностойкости алюминиевых сплавов при длительной эксплуатации самолетов может являться результатом комбинированного воздействия нескольких факторов: наличия внутренних дефектов, технологии изготовления элементов конструкции, внешних нагрузок, цикличности температуры.
После длительной эксплуатации самолетов значения временного сопротивления, условного предела текучести и относительного удлинения находятся в пределах значений, задаваемых техническими условиями на соответствующий полуфабрикат алюминиевого сплава.
Наблюдается некоторое снижение средней усталостной долговечности в ряде полуфабрикатов сплавов длительно эксплуатируемых самолетов.
Полученные результаты исследований рекомендуется учитывать при корректировке регламентов контроля длительно эксплуатируемых (стареющих) и при разработке новых алюминиевых сплавов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Gruff J.J. and Hutcheson J.G. Effects of corrosive environments of fatique life of aluminum alloys under maneuver spectrum loading. Proceedings of air force conference on fatique and fracture of aircraft structures and materials, Miami Beach. Fl. Dec. 15-18, 1969.
2. Everett R.A. Effect of service usage on tensile. Fatique and fracture properties of 7075-T6 and 7178-T6 aluminum alloys. NASA technical memorandum x-3165, Feb. 1975.
3. Шапкин В.С. Влияние основных факторов эксплуатации на характеристики долговечности и ресурса длительно эксплуатируемых воздушных судов и разработка методов их оценки применительно к элементам конструкции планера / Автореферат дисс. на соискание ученой степени доктора технических наук. МГТУ ГА, 1995.
4. Г анс-Юрген Шмидт Принципы живучести, методы и эксперименты, применяемые в конструкции современных больших транспортных самолетов для соответствия принятым нормам FAA/JAA / Автореферат дисс. на
соискание ученой степени кандидата технических наук. Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук, 2002.
5. Scheuring J.N., Grandt (Jr) A.F. Mechanical properties of aircraft materials subjected to long periods of service usage. Transactions of the ASME, Vol. 119, October 1997.
6. Нестеренко Г.И. Расчет характеристик эксплуатационной живучести самолетных конструкций на основе механики разрушения / Физико-химическая механика материалов, № 1, Львов, УССР, 1983.
MATERIAL PROPERTY DEGRADATION STUDY DURING AIRCRAFT OPERATION
Basov V.N., Nesterenko G.I., Nesterenko B.G., Petrusenko V.G.
Experimental study results of mechanical properties, and parameters of fatigue, cyclic crack resistance and residual strength attributable to wing and fuselage skin Al-alloys aircraft having flight time 8 to 38 years - are presented herein. Key words: degradation, fatigue, cyclic crack resistance, residual strength.
Сведения об авторах
Басов Валентин Николаевич, 1947 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1971), ведущий инженер ЦАГИ, автор более 30 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.
Нестеренко Борис Григорьевич, 1977 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат технических наук, докторант ИМАШ РАН, автор более 20 научных работ, область научных интересов - механика разрушения.
Петрусенко Валентин Григорьевич, 1945 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1971), заместитель начальника сектора живучести и самолетных конструкций ЦАГИ, автор 19 научных работ, область научных интересов - живучесть авиационных конструкций.
