Благодарность
Когда я начал карьеру в 1965 году на Эйрбасе в Германии на прежнем Flugzeugbau GmbH в Гамбурге, конструкции самолета проектировались согласно требованиям принципов безопасного ресурса и безопасного разрушения. В то время нас было три инженера в группе усталости, начинающей разрабатывать концепции, методики, методы и компьютерные прщраммы для расчета сложных конструкций самолета как HFB 320 и Transall С160. В последующие годы изменение Норм летной годности потребовало более сложных и тонких методов и программ, которые были разработаны для прогнозирования образования усталостных трещин, роста трещин и остаточной прочности, для сертификации и поддержания летной годности конструкций, изготовленных в Германии для всех моделей Эйрбас от А300 до А380.
Эта диссертация описывает основные концепции, методики и методы, разработанные в области усталости и допустимости повреждений для настоящих и будущих конструкций. Я отвечал за эти разработки, начиная с 1969, как глава группы и с 1978 в качестве главы отдела. Существующее состояние не было бы достигнуто без непрерывной поддержки нашего управления в течение больше, чем 35 лет, полной энтузиазма и новаторства работы моих коллег в отделе усталости и допустимых повреждений и самых ценных дискуссияй и сотрудничества с экспертами из университетов, институтов, других изготовителей самолета и других отделений Эйрбас.
Особая благодарность моим первым двум коллегам в Гамбургском Flugzeugbau, помогавшим делать мне первые шаги в мире усталости - профессору Бачарудлину Джусуфу Хабиби и Огузу Гегколю. Большое спасибо также нескольким экспертам, которых я встретил во время конференций, симпозиумов, в комитетах, во время сертификаций и т.д. Моя особая
благодарность Тому Свифту (FAA), Ал Шумейкеру (Локхид), Айри Енгебройеру (Фокер), доктору Ульфу Горансону (Боинг), Амосу Хоггарду (Дуглас), Профессору Джаапу Схайве (технический Ушшерситет Delft), Профессору Джону Бристоу (FAA), доктору Джеку Линкольну (ВВС США) и Обри Картер (Авиалинии Дельта).
Большое спасибо профессору Анатолию Зотову (МАИ) и профессору Григорию Нестеренко (ЦАГИ) за предоставленную мне возможность выполнить эту работу во всех аспектах.
Особая благодарность моей жене Бианкс за всю техническую и конструктивную поддержку в течение более 20 лет в отделе усталости и допустимости повреждений, и в межнациональной области Metal Design Principles. Эта диссертация не была бы закончена без ее значительной поддержки.
Наконец, я хочу поблагодарить переводчика за подготовку русской версии этой диссертации.
Содержание
Благодарность Введение Список символов Список индексов Список обозначений
1. Введение
1.1 Общие цели при разработке конструкции перспективного
транспортного самолета
1.2 Роль дисциплины механики конструкции 2 Основные Нормы летной годности
2.1 Конструкционные нормы
2.2 Интерпретация требований по усталости и допустимости повреждений
3. Критерии проектировании и их применение в производстве
3 1 Критерии проектирования
3.1.1 Итерационный процесс при проектировании
3.1.1.1 Нормы, проектные цели и стандарты
3.1.1.2 Данные по материалам
3.1.1.3 Детали конструкции
3.1.1.4 Окружающая среда
3.1.1.5 Производство
3.1.1.6 Временная характеристика нагружения
3.1.1.7 Неразрушающий метод контроля (N01)
3.1.2 Критерии конструкции
3.2 Цели промышленности
3.3 Применение в производстве конструкции, спроектированной по
принципу допустимости повреждений
3.3.1 Конструкция безопасного ресурса
3.3.2 Однопутное нагружение - допустимость повреждения
3.3.3 Конструкция многопутного нагружения
3 4 Подробные критерии проектирования для панелей фюзеляжа и высоко нагруженного панельного соединения
10
10
12
14
14
18
29
29
29
29
30
30
32
33
36
37
38
40
43
44
45
46
48
4. Определение допустимых напряжений для усталости и допустимости повреждений 52
4 .1 Материалы, которые могут быть использованы для фюзеляжа современного транспортного самолета 52
4.2 Доводочные испытания . 56
4.2.1 Купонные испытания 56
4.2.2 Испытания панелей фюзеляжа 58
4.2.3 Испытание части фюзеляжа (Барельнос испытание) 65
5. Аспекты специфических материалов 68
5.1 Воздействие внешних факторов на долговечность и рост трещин 68
5.1.1 Испытания на рост трещин 69
5 111 Испытания на рост трещин при постоянной амплитуде нагружения 70
5.1.1.2 Испытания на рост трещин при нагрузке "полет- за-полетом" 74
5.1.1.3 Испытания на рост трещин при упрощенной нагрузке "полет- за-полетом" 76
5.1.2 Испытания на изучение образования трещины 78
5.1.3 Заключение 79
5.2 Деградация материала - стабильность свойств 2024 при длительной эксплуатации 80
6. Соответствие требованиям сертификации 83
6.1 Методы расчета усталости и допустимости повреждений 83
6.1.1 Вычисление усталостного ресурса 88
6.1.1.1 Безопасный усталостный ресурс NE 88
6.1.1.2 Требуемый усталостный ресурс No 89
6.1.13 Усталостное повреждение DloUi 89
6.1.1.4 Коэффициент Майнера Df 90
6.1. Г.5 Коэффициент Риска R •&/. 91
6.1.1.6 Коэффициент сокращения из-за нескольких критических областей усталости х 92
6.1.1.7 Коэффициент рассеяния ji, 93
6.1.2 Расчет допустимости повреждений 96
6.1.2.1 Подход с позиции роста трещин 97
6.1.2.2 Расчет остаточной прочности 102
6.1.2.3 Определение коэффициента интенсивности напряжений 104
6.1.3 Стратегия выбора коэффициента роста трещин 110
6.1А Вероятностный анализ 112
6.2 Испытания на усталость полномасштабной конструкции 115
6.2 I Основные испытания на усталость полномасштабной конструкции 116
6 2 1.1 Опоры испытательного образца 119
6.2.1.2 Приложение нагрузки 120
6.2.2 Программа нагружения при испытаниях А330/А340 EF2 и EF3 121
6.2.2.1 Разработка спектров нагрузки для испытаний центральной части фюзеляжа и крыла 122
6.2.2.2 Разработка спектров нагружения для испытания задней части фюзеляжа 135
7. Новые материалы и технологии 141
7.1 Волоконные металлические слоистые материалы 141
7.1.1 Сведения оГлэр 141
7.1.2 Свойства материала Глэр и сравнение с характеристиками
сплава 2024 143
7.1.2.1 Свойства статической прочности (JAR/FAR 25.603) 143
7.1.2.2 Образование усталостного повреждения и рост трещим 146
7.1.3 Применение концепции допустимости повреждений 151
7.1.4 Испытания полномасштабной конструкции 155
7.1.4.1 Статические испытания полномасиггабной конструкции 155
7.1.4.2 Испытания полномасиггабной конструкции на усталость
и допустимость повреждений 156
7.2 С варка л аэерны м лу чом 158
7.3 Фрикционная сварка (трением от движения) 162
8. Оценка допустимости повреждении ремонта 167
8.1 Нормы летной годности 167
8.2 Программа оценки ремонта фюзеляжа 170
8.2.1 Методология для определения начала осмотров при peMoirre обшивки 171
8.2.2 Методология определения интервалов осмотров для ремонта
обшивки 185
8.2,3 Интервалы осмотров для малого ремонта обшивки 188
8.3 Руководство по оценке вмятины фюзеляжа 189
8.3.1 Методология для определения усталостного ресурса для 189 вмятины обшивки фюзеляжа
9. Проблемы стареющих самолетов 195
9.1 Нормы летной годности 197
9 1.1 Обширное усталостное повреждение и программа для стареющих самолетов 198
9.1.2 Правила безопасности для стареющих самолетов 198
9.1.3 Программа по предотвращению и контролю коррозии (СРСР) 199
9.1.4 Дополнительные программы осмотра (SIP) 200
9.2 Продление ресурса / расчет усталости и допустимости повреждений
для локальных повреждений 200
9.3 Продление ресурса /оценка обширног о усталостного повреждения 203
9.3.1 Процесс оценки WFD 204
9.3.2 Метод расчета и инженерные подходы для WFD оценки 209
9.3.2.1 Вероятностное определение усталостного повреждения 209
9.3.2.2 Детерминистический расчет роста трещин 212
9.3.2.3 Представление результатов расчета 215
9.3.2.4 Проверка метода расчета 217
9.3.2.5 Оценка результатов расчета 218
9.3.2.6 Инженерный метод MSDSim 220
10. Резюме и заключение 223
Литера гура 231
/
ВВЕДЕНИЕ
Данная диссертация излагает принципы допустимости повреждений, методы н эксперименты, применяемые к конструкции современных больших транспортных самолетов дня установления соответствия принятым нормам летпой годности БААЛАА. Представлено подробное описание новейших разработок для практического применения, развития (совершенствования), сертификации и эксплуатационного обслуживания фюзеляжей пассажирских и транспортных самолетов.
Понимание принятых в настоящее время и будущих норм и их интерпретация яв;1яется необходимым доя успешной разработки и сертификации самолетных конструкций. Эта диссертация содержит опыт, накопленный в этой области более, чем за 30 лет, и новые методики, применяемые относительно новых задач, материатов и технологий. Как нормативные требования, так и производственные потребности, ожидания заказчиков и производственные стандарты конкурентов должны быть учтены при проектировании новой модели летательного аппарата. Поэтому обсуждаются проектные критерии, производственные цели и применение конструкций, удовлетворяющих принципам живучести.
Выбор материала и допустимых напряжений с учетом характеристик усталости и живучести определяет вес конструкции больших областей самолета, например, герметического фюзеляжа и нижней обшивки крыла. Автор диссертации разработал и усовершенствовал методики экспериментов для обеспечения расчетов по определению допустимых напряжений. Более того, автор значительно повлиял на интерпретацию результатов расчетов и экспериментов, в особенности для нового высокопрочного и свариваемого алюминиевого сплава и слоистых металлических материалов (композитов с
£
металлическими волокнами). Допускаемые напряжения для перспективных материалов сравнены со стандартными алюминиевыми сплавами серии 2024ТЗ.
Правильный выбор материала дает основной вклад в закономерности усталости и живучести и адекватного контроля коррозии. Внешние условия, т.е. температура и влажность оказывают влияние на усталостную долговечность (образование трещин) и на рост трещин в конструкции из алюминия. Это влияние было исследовано в соответствии со стандартными методиками испытаний, которые не дают желательных результатов для новых материалов, таких как 6013. Поэтому автор разработал новую методику испытаний с реальными условиями, такими как частота нагружения во время испытания, внешние условия и спектр нагружения. Все эти аспекты были успешно применены во время сертификационного анализа свойств материала 6013 и других улучшенных материалов. Более того, стабильность свойств во времени (деградация материала) сплава 2024 была исследована совместными усилиями российских и немецких ученых и инженеров при значимом участии автора. Исследования выявили существенное изменение коррозионных свойств старых материалов, в то время как остальные прочностные свойства материала изменились незначительно.
Соответствие сертификационным нормам требует, чтобы расчеты по усталости и живучести были подтверждены экспериментально. В этой диссертации приведены усовершенствованные методы расчета усталости и живучести, которые дают надежные достоверные результаты для расчета конструкции фюзеляжа. Эти методы приняты Ведомством контроля летной годности Европы и США. Для подтверждения расчетов автор разработал соответствующие основные концепции, принципы, методологии и экспериментальные методики для усталостных испытаний полномасштабных конструкций, которые были применены для всех типов самолетов Эйрбас Эти принципы и методологии автор непрерывно улучшал, начиная с самолета
J
Airbus A300 и вплоть до АЗ 80. В качестве примера данная диссертация содержит основные особенности по полномасштабным усталостным испытаниям самолетов Airbus А330/А340 , а так же сравнение с предыдущими полномасштабными испытаниями.
Изготовители самолета обязаны непрерывно улучшать свою продукцию в условиях конкуренции из-за более строгих норм и ожиданий заказчиков. Средства усовершенствования изделия - применение новых материалов и новых технологий. Эта диссертация описывает основные аспекты одного из наиболее многообещающего нового материала, то есть металлического волоконного слоистого материала ГЛЭР, который обеспечивает экономию веса от десяти до двадцати процентов для панелей фюзеляжа, размеры которых задаются допускаемыми повреждениями. Применение этого нового материала требует новой интерпретации норм относительно расчета и испытания полномасштабной конструкции. Поэтому автор разработал новый метод расчета и концепции полномасштабных испытаний, которые одобрены ведомствами по летной годности. Сварка лазерным луком и сварка трением движения - технологии, которые позволяют сваривать авиационные алюминиевые сплавы. Эти технологии будут применены в настоящих и будущих типах гражданских транспортных самолетов, особенно для уменьшения затрат производства.
Нормы, изданные в прошлом десятилетии, требуют оценки усталости и допустимости повреждений всех капитальных ремонтов для всех самолетов, ссртифицнровапных до и после введения FAR 25.571 Поправки 25-45. В результате, для стареющих самолетов все существующие ремонты, отнесенные к категории основных, должны быть проанализированы согласно определенному временному интервалу'. Так как большинство ремонтов применяются к фюзеляжу, автор разработал так называемую Программу Оценю» Ремонта, RAP. Эта методология, основанная на расчетах усталости и
механики разрушения, позволяет операторам исполнять адекватную оценку существующего ремонта без определенных знаний в области усталости и допустимости повреждений. Программа также используется фирмой Эйрбас для анализа ремонтов новых фюзеляжей. Подобная методика была разработана, чтобы оценить вмятины в обшивках фюзеляжа и предсказывать время до образования трещин.
Известный несчастный случай с Aloha в 1988 стал причиной для начала исследований проблем стареющих самолетов и по определению действий и норм, необходимых для поддержания летной годности стареющих самолетов. Ключевой вопрос - явление Обширного усталостного повреждения, которое может следовать из многоочагового повреждения и многооэлементного повреждения. Автор вел глубокую международную деятельность по решению множества проблем и вопросов стареющих самолетов, описанными в этой диссертации. Кроме того он разработал основу метода оценки, применительно к областям фюзеляжа самолетов Эйрбас, потенциально восприимчивым к Обширным усталостным повреждениям. Эго включает разработку' инженерных методов анализа для промышленного применения, основанных на результатах европейских исследовательских проектов
г
Список символов а Длина трещины
аф Начальная длина трещины в первичном элементе
а,* Начальная длина трещины во вторичном элементе
А Удлинение
СО Влияние глубины зенковки на усталостный ресурс (для ПОР)
d День
D Диаметр крепежного элемента (заклепки, болта)
DT Влияние толщины дублера на усталостный ресурс (для ПОР)
DTI Влияние толщины дублера на длительность роста трещин (для ПОР)
ЕС Влияние эксцентриситета на усталостный ресурс (для ПОР)
ЕМ Влияние края кромки на усталостный ресурс (для ПОР)
h Часы
Н Высота головки крепежа
Iflasic Основной интервал осмотров дтя ремонта обшивки фюзеляжа (ПОР)
j Коэффициент рассеяния
К Коэффициент интенсивности напряжений
Kt Коэффициент концентрации напряжений
L Продольное направление (вдоль прокатки)
LO Влияние положения ремонтной зоны на усталостный ресурс (для
ПОР)
LOI Влияние положения ремонтной зоны на длительность роста трещин
(для ПОР)
MA Влияние выбора материала на усталостный ресурс (для ПОР)
MAI Влияние выбора материала на длительность роста трещин (для ПОР)
п Приложенные циклы
N Число циклов
Nf Число трещин
рг Вероятность обнаружения трещины
Р,\ Полная вероятность разрушения
PI Влияние шага заклепок на усталостный ресурс (для ПОР)
PII Влияние шага заклепок на длительность роста трещин (для ПОР)
РМ Внутреннее расстояние между рядами заклепок (для ПОР)
PR Расстояние (интервал) ряда заклепок (для ПОР)
6
R Отношение минимального напряжения к максимальному в цикле
(коэффициент асимметрии цикла)
Rm Предел прочности
Rpoi Предел текучести
RD Влияние диаметра заклепки на усталостный ресурс (для ПОР)
RR Влияние числа рядов заклепок на усталостный ресурс (для ПОР)
RT Влияние типа заклепки на усталостный ресурс (для ПОР)
s Стандартное отклонение
Scut Размер выреза (для ПОР)
Sf Расстояние между шпангоутами (для ПОР)
SC Влияние размера выреза на усталостный ресурс (для ПОР)
SCI Влияние размера выреза на длительность роста трещин (для ПОР)
SM Влияние внутреннего расстояния между рядами заклепок на
у сталостный ресурс (для ПОР)
SN Данные зависимости напряжений от числа циклов (кривая)
SQ Коэффициент для учета силы сдавливания
SR Влияние расстояния (интервала) ряда заклепок на усталостный ресурс
(для ПОР)
Т Поперечное направление (перпендикулярно направлению прокатки)
Т Толщина обшивки или дублера (для ПОР)
ТН Пороговое значение начала осмотра
ТНвияс Основной значение начала осмотра для ремонта обшивки фюзеляжа
(для ПОР)
TR Время выполнения ремонта (для ПОР)
UE Выступ головки заклепки
UT Влияние использования самолета на усталостный ресурс (для ПОР)
UTI Влияние использования самолета на длительность роста трещин (для
ПОР))
к Наклон кривой SN
ЛК Размах коэффициента интенсивности
Др Внутреннее дифференциальное давление
а Напряжение
I n/N Усталостное повреждение
7
Список индексов
а Амплитуда
Basic Основание для определения начала и интервала осмотров ПОР
circ Окружной
d Дублер (для ПОР)
F Усталость
і Начальная длина трещины
long Продольный
p Первичный путь нагружения
s Вторичный путь нагружения
s Обшивка (для ПОР)
Список сокращений
AATF Task Force Гарантий Летной годности
AAWG Грутша Гарантий Летной годности
АС Консультативный Циркуляр
А/С Самолет
AIR Алюминиевый монолитный фюзеляж
ALS Раздел (секция) Ограничений Летной годности
APU Вспомогательная Силовая Установка
ARAC Авиация Rulemaking Консультативный Комитет
BZI Основная Программа Зональных осмотров
САА Анодирование Хромовой Кислотой
сст образец с Центральной Трещиной на Растяжение
CFRP Пластик, Армированный Углеродным Волокном (ПАУВ)
;паув) СРСР Программа Предотвращения и Контроля Коррозии
ст Компактный образец на Растяжение
DAG Нормативные документы Оценки Вмятины
DOC Прямые Эксплуатационные Расходы
DSG Проектный Эксплуатационный Ресурс
ЕС Токовихревой метод контроля
ESG Продленный (расширенный) Эксплу атационный Ресурс
EU Европейский Союз
FAA Федеральное Управление гражданской Авиации
FAR Федеральные Авиационные Нормы
?С Полетные Циклы
rCG Рост Усталостной Трещины
'EM Метод Конечного Элемента
в
РОЭ Повреждение Посторонним Предметом
¥М1 Волоконные Металлические Слоистые материалы
Шпангоут (каркас)
РБН- Испытание на Усталость Полномасштабной Конструкции
РБТ Испытание Полномасштабной Конструкции
РБ^' Фрикционная Сварка (сварка трением движения)
ОАО Цикл ЗВЗ - «земля - воздух-земля»
ОБЕГОК} Рабочая Группа по Гармонизашш Основных Конструкций
1СА Инструкции Поддержания Летной годности
1БР Точка Начата Осмотров
5АА Объединенное Ведомство Летной годности
5АЯ Объединенные Нормы летной годности
1В\У Сварка Лазерным Лучом
Ш Локальное Повреждение
Ш Левая Сторона
ЬОУ Предел Законности
МЕЛ Многооэлемснтное Повреждение
МШ Основное Шасси
МЭИ Многоочаговое Повреждение
МБвЗ Группа Управлений Обслуживании 3
МТО^г Максимальный Взлетный Вес
N01 Неразрушаюший Метод Контроля
шз Передняя Опора Шасси
ИРЯМ Уведомление о Предложенном Создании Правил
РСЮ Вероятность Обнаружения
РЭЕ Основной Конструктивный Элемент
ЯАО Нормативные документы Оценки Ремонта
ЯАР (ПОР) Программа Оценки Ремонта (Эйрбас) - ПОР
ЯАТС Исследовательская Г руппа Оценки Ремонтов
ЯР Коэффициент Запаса
ЯН Правая Сторона
я.н. Относительная Влажность
ят Комнатная температура
БОС Способность Конструкции иметь Повреждения
ЭЯ Коэффициент Рассеяния
SID Дополнительные Документы no Осмотрам
SMAAC Обслуживание Конструкции Стареющего Самолета
SMP Точка Модификации Конструкции
SRM Инструкция по Ремонту Конструкции
SSI Существенный Элемент Конструкшш
SSIP Дополнительная Программа Осмотра Конструкшш
STC Дополнительная Сертификация
STR Стрингер
STRG Стрингер
TANGO Применение Технологии для Ближайших бизнес -Целей и
Задач Аэрокосмической Индустрии ТСН Держатель Типового Сертификата (свидетельства)
TPG Групла Планирования Заданий
TWI Институт Сварки
US Ультразвуковой метод контроля
VG Вертикальный порыв
WFD Обширное Усталостное Повреждение
to
1 ВВЕДЕНИЕ
1.1. Общие цели при разработке конструкции современного транспортного
самолета
Продолжающийся рост воздушных перевозок и конкуренции приводят к увеличению запросов к авиакосмической промышленности производить самолет по более низкой стоимости при обеспечении эффективности эксплуатации изделий, их экологичности и поддержании требуемого уровня безопасности. Для выполнения этих целей и соблюдения самых последних норм летной годности и рекомендаций необходимо применение усовершенствованных принципов damage tolerance (допускаемых повреждений), методик и данных. Поэтому во внимание должны быть приняты не только существую пот анализ и экспериментальные методы, но и самые новые результаты исследований.
До 1978, проектирование планера самолета основывалось на статических анализе и испытаниях для обеспечения прочности конструкции по предельным разрушающим нагрузкам, с учетом более низких повторных нагрузок и их влияния на образование трещин посредством усталостного анализа (концепция «безопасный ресурс») и динамических испытагпш для гарантирования предопределенного ресурса по принципу "без трещин" и "экономический ремонт". Кроме того, особое внимание уделялось разработке избыточной конструкции (концепция “безопасного разрушения”), которая способна выдерживать требуемые нагрузки при полном или частичном разрушении некоторых конструкционных элементов. Однако изменение критериев сертификации к концу семидесятых требовало дополгштсльной проверки конструкционной целостности в предположении наличия определенного повреждения конструкции. Это повреждение может быть результатом обработки материала, производственным дефектом, воздействием окружающей среды (коррозия), случайным повреждением, или же результатом действия переменных нагрузок при высоких напряжениях кили концентрациях
напряжений. Этот подход с позиции допускаемых повреждений заменил более ранний подход “безопасного разрушения”.
Проектирование будущей конструкции самолета, как, например, Аэробуса АЗ80, должно рассматривать как текущие и предстоящие нормы, так и промышленные стандарты, используемые конкурентами. В соответствии с новыми нормами, изданными в 1998, требуется несколько новых критериев проектирования. Дополнительная перспектива - интерпретация норм относительно новых материалов и производственных процессов, запланированных для последнего и последующего поколении самолетных конструкций.
Для развития, сертификации и эксплуатации конструкции самолета проведены детальные расчеты и исследования, подкрепленные обширными испытаниями полномасштабных конструкций и их элементов. Расчет сложной конструкции самолета по определению общих и локальные полей напряжения проводится на основе метода конечного элемента с последующими исследованиями как статической прочности, так и усталости и расчетами допускаемых повреждений. Применение этих методов расчета требует непрерывного развития методов и инструментов, чтобы избежать ненужного консерватизма в анализе при поддержании требуемого уровня безопасности и сокращения стоимости технического обслуживания для эксплуатирующей стороны.
Анализ конструкции обеспечивается программами обширных испытаний, основанггыми на концепции стандартных блоков, развитой в аэрокосмической области, известной так же как пирамида испытания. Эта программа начинается с множества простых испытаний небольших купонных образцов. На втором уровне пирамиды сложность испытательных образцов увеличена, в то время как число образцов уменьшается. В конце производится испытание одной или нескольких полномасштабных конструкций (РБТ).
/г
Эта диссертация содержит все аспекты и проблемы, которые нужно •ассмотреть, для проектирования, совершенствования, сертификации и •бслуживания конструкции самолета относительно допускаемых повреждений усталости. Применение самых новых материалов и технологий позволяет проектировать конструкцию самолета, оптимизированную относительно веса, здсржек производства и стоимостей технического обслуживания при довлетворении действующих требований норм летной годности и их нтерпрстаций. Некоторые из этих аспектов были представлены в Московском авиационном Институте [1] и на Технических Семинарах компании Эйрбас[2].
.2 Роль дисциплины механики конструкции
Совершенствование и техническое обслуживание самолета - сложный роцесс, который включает несколько стадий от спецификации конструкции до ;ртификацни, с последующей технической поддержкой самолета в течение ;его эксплуатационного ресурса Современные транспортные самолеты роектируются с позиций минимального веса, низких производственных и <сплуатационных затрат и срока службы по крайней мере от 25 до 30 лет.
Дисциплина конструкционной механики играет важную роль при довлетворении требования в течение различных стадий, т.е. как на этапе тоектирования, апробации и квалификации, так и во время эксплуатации дательного аппарата (см. Рис 1-1).
/з
Использование дис^плия мемамихи изнструкцкя
ТРЕБОВАНИЯ И • ПРОЕКТНЫЕ — СПЕЦИФИКАЦИИ
•А'/ОІІЯ'ДОА\'#Х*Ы&С.
Фаза
Концепции
ДАННЫЕ •ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ ПОЛЕТОВ САМОЛЕТА 5
ІУ
■V ■'
ПРОЕКТНЫЕ ОСНОВНЫЕ КРИТЕРИЯ ^ РАСЧЕТНЫЕ . “► НАГРУЗКИ
КОНСТРУКЦИЯ т САМОЛЕТА
-шш*
МЕТОДЫ (ПРОЦЕСС) ОБСЛУЖИВАНИЯ
ПРО ГР А/А МЫ ИСПЫТАНИЙ ПО СЕРТИФИКАЦИИ И ПРОВЕРЬ СОСГГВЕГСТВИ^!^
ТЕХНИЧЕСКИМ
уело«««/;
I
_ •
ТЕОРИЯ .
и ллнннір лабораторных испытан«*'.-}
МАТЕРИАЛА. ^ МАТЕРИАЛЫ
Ж К •,<; 5ЙЗ • компоненты •
... •
,;.:л
МЕТОДЫ ' РАСЧЕТА И ДОПУСТИМАЯ проектная;; ПРОЧНОСТЬ ".
ПРИЕМЛЕМОСТЬ ДЛЯ ЗАКАЗЧИКА \
МЕТОДЫ. • (ПРОЦЕСС)
Щпмотл
Разработка «огіструїщии
проверка и • квалификация Эксплуатация ► »
Рисунок 1-1: Проектирование самолета, совершенствование и сертификация
:*лл
/*
2. ОСНОВНЫЕ НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
2.1 Конструкционные нормы
За последние 46 лет из-за нескольких основных конструкционных повреждений, которые произошли в течение срока службы, и требований, которые были развиты Военно-Воздушными Силами США, Нормы летной годности для гражданского транспортного самолета были улучшены несколько раз. Наиболее важным шагом стало введение требований по усталости и допустимости повреждений. Таблица 2-1 содержит краткий обзор относительно повреждений конструкций в течение их эксплуатации и разработки Норм летной годности в США.
Таблица 2-1: Конструкционные повреждения и усовершенствование норм ЛГ | -------------------------
История повреждений конструкции во время эксплуатации
1954 - Усталостные трещины в вырезе под окно
1977 - Трещины в заднем лонжероне плоскости горизонтального
хвостового оперения (Лусака)
1979 - Разрушение крепления заднего пилона двигателя (Чикаго)
1988 - Потеря верхнего сегмента передней части фюзеляжа (Гавайи)
Развитие норм летной годности в США
• I
1953 - САЛ4Ь: Никаких специальных норм относительно усталости 1956 - САЯ4Ь Поправка 3: нормы относительно “ безопасного ресурса” и “безопасного разрушения”
1962 - САЛ4Ь Поправка 12: нормы относительно усталости для шасси 1966 - РАЛ25 Поправка 10: акустическая усталость
1978 - РАЛ25 Поправка 45: введете норм “допустимости повреждений”
1981 - РАЛ25 Поправка 54: дальнейшие Нормы летной годности дтя
самолетов, сертифицированных до поправки 45 Начиная с 1974 - подобные нормы в Европе (1АЯ25)
/f
Одно время самолеты были сертифицированы по различным стандартам относительно размеров повреждения согласно принципа безопасного разрушения. Исторически, эти оценки повреждения по принципу безопасного разрушения были связаны с большими областями конструкции, которая была отодвинута положительными границами безопасности относительно 80 или 100 процентов на предельные нагрузки. Размеры повреждения вообще определялись субъективными критериями, требующими, чтобы разрушение конструкции было бы легко обнаружено и восстановлено прежде, чем разрушится оставшаяся конструкция. Концепция “безопаспого разрушения”, используемая в первоначальной сертификации (до поправки 25-45) полагалась на стапгческий анализ с разрушенными или частично разрушенными
некоторыми конструкционными элементами. Как предполагалось, “разрушенные” элементы не должны были нести какую-либо нагрузку, и оставшаяся “неповрежденная” конструкция должна была быть способной выдержать уровень нагрузок «безопасного разрушения», используя обычный статический расчет конструкции. Никакие существующие трещины не
рассматривались Размер повреждения, выбранный для этого анализа, не был определен в соответствии с правилами. В 1978, правила были существенно изменены в этой области из-за некоторых недостатков в концепции безопасного разрушения. Этот пересмотр (Поправка 25-45) FAR 25.571 ввел
сертификационные требования, использующие принципы допустимости повреждений. Это был существенный технологический прогресс, так как в результате были введены направленные осмотры для обнаружения
повреждения прежде, чем оно приведет к уменьшению прочности конструкции ниже указанных пределов.
концепция безопасного разрушения ушла в тень. При этом Когда в 1978 Нормы были изменены, структура FAR 25.571 была также изменена, и оценка допустимости повреждений, требуемая текущими нормами, полностью поддерживает и охватывает концепцию безопасного разрушения. Так как
- Київ+380960830922