Единое окно доступа к образовательным ресурсам

Усталостная долговечность и повреждаемость авиационных конструкций

Голосов: 0

В учебном пособии приведены результаты исследований в области расчетов долговечности авиационных конструкций при циклическом нагружении на основе методов схематизации переменной нагруженности, моделирования накопления повреждений в материале, стабилизации рассеяния свойств материалов путем оптимизации статистических моделей, обоснования вероятностных распределений показателей надежности, обработки цензурированных выборок, возникающих при целевых осмотрах самолетов. Приведены методы моделирования вертикальных перегрузок, возникающих в опасных зонах планера самолета, расчета повреждаемости и эквивалентной наработки в этих зонах, статистического анализа разброса усталостных свойств авиационных материалов по данным испытаний конструктивно-подобных образцов, поддержания жизненного цикла изделий авиационной техники. Учебное пособие предназначено для студентов, обучающихся по направлениям подготовки бакалавров, магистров и специалистов «Авиастроение», «Машиностроение», «Прикладная механика», «Конструкторско-технологическое обеспечение машиностроительных производств», «Испытание летательных аппаратов».

Приведенный ниже текст получен путем автоматического извлечения из оригинального PDF-документа и предназначен для предварительного просмотра.
Изображения (картинки, формулы, графики) отсутствуют.
     92 
усталости  для  данного  элемента,  так  и  от  рассеяния  значений  эксплуатационных 
(силовых, климатических, температурных и т.д.) факторов, действующих на самолёт. 
Случайная  природа  зарождения  усталостных  трещин  и,  как  следствие, 
возникновения  отказов,  всевозможные  неточности  результатов  освидетельствования 
технического  состояния  зон  силовой  конструкции,  а  также  существенные  отличия 
условий  эксплуатации  самолётов  внутри  одного  парка – требуют  вероятностно-
статистических  подходов  к  решению задач прогнозирования  ресурса  элементов  силовой 
конструкции  самолёта.  Основным,  наиболее  полным,  постоянно  обновляемым  и 
дополняемым  источником  информации  об  отказах  элементов  силовой  конструкции 
самолёта,  наряду  с  результатами  проведенных  усталостных  испытаний,  являются 
периодические  целевые  осмотры  технического  состояния  наиболее  ответственных 
(отказовероятных  и  ресурсоограничивающих)  зон  силовой  конструкции  самолёта  в 
условиях лидерной и строевой эксплуатации. 
Методы  поддержания  жизненного  цикла  самолета  должны  отвечать  следующим 
требованиям: 
1)  обеспечивать  эксплуатацию  самолетов-лидеров  с  нормативным  уровнем 
безопасности; 
2)  минимизировать  преждевременное  проведение  восстановительных  работ  на 
слабонагруженных самолетах парка; 
3)  обеспечивать  возможность  индивидуального  подхода  к  эксплуатации  каждого 
самолета парка для последующего перехода к эксплуатации по техническому состоянию. 
При  таком  подходе  минимизируются  затраты  на  эксплуатацию  самолетов  парка, 
так  как  значительно  сокращается  объем восстановительных  мероприятий  по  усилению 
силовой  конструкции  планера  самолетов  парка,  которые  производятся только  на 
самолетах-лидерах, выявленных с помощью данной методики. 
 
5.1. Анализ причин появления и развития усталостных повреждений в зонах силовой 
конструкции самолета 
 
В  условиях  эксплуатации  техническое  состояние  самолета  характеризуется 
наличием  или  отсутствием  отказов. Как  уже  отмечалось,  для  силовой  конструкции 
самолета под отказами понимаются усталостные повреждения, выявляемые в ней. В связи 
с  этим,  прогнозирование долговечности  элементов  авиационных  конструкций  требует 
проведения  комплексного  анализа  причин  возникновения  отказов  в  элементах 
конструкции.  Основным  и  наиболее  распространенным  видом  отказа,  встречаемым  в 
элементах  силовой  конструкции  маневренного  самолета,  является  наличие  в  данном 
элементе  усталостной  трещины.  Основной  причиной  возникновения  усталостных  трещин 
в  элементах  силовой  конструкции  самолета  считается  структурная  неоднородность 
металлов,  а  именно  случайная  вариация  размеров  и  очертаний  отдельных  кристаллитов 
металла  и,  следовательно,  анизотропность  прочностных  свойств  этих  кристаллитов. 
Например,  в  отдельных  кристаллитах  на  определенной  стадии  циклического  нагружения 
возникают  так  называемые  линии  скольжения,  развитие  которых  при  последующем 
нагружении приводит к образованию микро - , а затем и макротрещин. 
Во время эксплуатации самолета его силовая конструкция испытывает воздействие 
большого  числа  факторов,  которые  могут  служить  причиной  зарождения  усталостной 
трещины,  ускорения  или  замедления ее  роста  в  элементах  конструкции.  С  увеличением 
времени  эксплуатации  самолета,  способность  элементов  конструкции  сопротивляться 
воздействию  таких  факторов  снижается.  В  первую  очередь,  это  вызвано  старением – 
необратимыми  физико-механическими  процессами,  происходящими  в  материале 
конструкции.  Процесс  естественного  старения  и  накопления  усталостных  повреждений  в 
силовых  элементах  конструкции  самолета  существенно  ускоряется  в  результате 
многократного  действия  на  них  нагрузок  с  различной  амплитудой  и  частотой. Изменение  

 93 
характера  нагружения  силовых  элементов  конструкции  зависит  от  многих  факторов: 
маневров,  совершаемых  самолетом,  порывов  неспокойного  воздуха,  неровностей 
аэродрома,  качества  обслуживания  и  т.д.  Часто  существенное  влияние  на  процесс 
зарождения  и  развития  усталостного  повреждения  в  конструкции  также  может  оказывать 
воздействие  окружающей  среды:  перепады  температур,  засоленность  атмосферы, 
повышенная  влажность  или  запылённость  и  т.д.  Одной  из  причин  зарождения 
усталостных  трещин  в  элементах  силовых  конструкций  являются  технологические  и 
производственные дефекты конструкционных материалов. 
Предъявляемые  в  настоящее  время  требования  к  высокой  весовой  эффективности 
авиационных  конструкций  приводят  к  применению  в  элементах  силовой  конструкции 
материалов, обладающих  повышенной  удельной  прочностью.  При  этом  известно,  что 
такие  материалы  имеют  относительно  низкие  (относительно  временного  сопротивления) 
показатели  сопротивления  усталости  по  сравнению  со  среднепрочными  материалами  [7]. 
Кроме  того,  высокопрочные материалы  обладают  повышенной  чувствительностью  к 
концентрации  напряжений,  масштабному  фактору,  асимметрии  цикла,  чистоте 
поверхности детали и т.п. Поэтому, можно говорить о том, что усталостное повреждение в 
условиях  равной  нагруженности  возникает  в  элементах  конструкции,  в  которых, 
например,  присутствует  концентратор  напряжений  с  минимальным  радиусом  кривизны, 
качество  поверхности данного  элемента  наихудшее  либо  имеют  место  забоины  и  задиры. 
Конструктивные  концентраторы  напряжений  (отверстия  под  болты  и заклепки,  сварные 
швы,  проушины,  технологические  отверстия,  вырезы  и  лючки,  перепады  толщины  и  т.д.) 
являются  одной  из  основных  причин  возникновения  отказов  усталостного  характера  в 
элементах  силовой  конструкции  самолета.  В  зависимости  от  размеров  самолета 
количество  концентраторов  напряжений  исчисляется  от  сотен  тысяч  до  миллионов. 
Однако, только небольшое их количество (как правило, около нескольких десятков) могут 
привести  к  серьезным  усталостным  отказам,  влияющим  на  общую  безопасность 
эксплуатации  самолета.  Считается,  что  любой  усталостный  отказ  элементов  силовой 
конструкции  самолета  в  основном  обусловлен  наличием  того  или  иного  концентратора 
напряжений.  На  основании  результатов  многочисленных  стендовых и  летных испытаний, 
а  также  многолетнего  опыта  строевой  эксплуатации  самолетов,  установлено  [78,79],  что 
усталостная  трещина  (основное  усталостное  повреждение)  образуется  и  развивается  в 
результате  воздействия  всей  совокупности  «вредных»  факторов:  повышенной 
нагруженности,  концентрации  напряжений,  внутренних  дефектов  и  т.д.  При  этом 
известно,  что  если  зарождение  усталостного  повреждения  может  иметь  различную 
природу  [5,  то  скорость  и  характер  развития  трещины,  как  правило,  определяется 
уровнем эксплуатационного нагружения конструкции, т.е. величиной и частотой силовых 
факторов, действующих на самолет. 
 
5.2. Конструкционные и эксплуатационные факторы в критических зонах силовой 
конструкции самолета 
 
При  проведении  исследований  предполагается,  что  ресурс  самолета  определяется 
ресурсом  силовой  конструкции  его планера.  Оборудование  самолета  считается  съемной 
составляющей  самолета  и  может  меняться  при  достижении  пороговой  наработки,  отказе, 
проведении ремонтных работ или модернизации (рис.5.2.1) [76]. 
  

 94 
 
Рис. 5.2.1. Влияние условий эксплуатации и свойств конструкции на величину ресурса 
 
Основными факторами, влияющими на ресурс самолета, являются: 
- структура эксплуатационного нагружения – уровень нагрузок, действующих на самолет, 
и их повторяемость в процессе его эксплуатации; 
- рассеяние характеристик усталостных свойств по эксплуатирующимся самолетам; 
- качество обслуживания самолета техническим составом и условия хранения. 
Разница  в  вышеуказанных  факторах  приводит  к  различию  в  техническом 
состоянии самолетов парка. 
При  проведении  исследования  необходимо  дать  ответ  на  вопрос  о  величине 
наработки,  до  которой  можно  безопасно  эксплуатировать  парк  или  каждый  отдельно 
взятый самолет. 
Методы  поддержки  жизненного  цикла  самолета  предусматривают  выявление 
критических  зон  самолета  и  определение  их  технического  состояния.  К критическим 
зонам  относятся  те  элементы  силовой  конструкции  самолета  или  его  отдельных  зон, 
разрушение  которых  в  процессе  эксплуатации – событие  возможное,  а  его  последствия 
приводят к возникновению аварийной или катастрофической ситуации. 
Задача  состоит  в определении  технического  состояния  критических  зон 
конструкции,  способов  своевременного  обнаружения  повреждений  и  дефектов  в  них,  а 
также указании эффективных способов их восстановления. 
Данная  задача  решается  поэтапно.  Каждый  этап - это  период  эксплуатации 
самолета,  для  которого  известен  исчерпывающий  перечень  критических  зон  конструкции 
и разработаны мероприятия по их контролю и восстановлению.  
Исходной  информацией  для  решения  поставленных  задач  послужили  критические 
анализы следующих экспериментальных исследований [76,81]: 
- лидерной эксплуатации маневренных самолетов; 
- лидерной эксплуатации опытных образцов маневренных самолетов;  

 95 
- анализа  результатов  входного  контроля  маневренных  самолетов  на  АРП  при 
прохождении ими первого ремонта; 
- эксплуатации маневренных самолетов в строевых частях ВВС РФ и у Инозаказчиков; 
- повторно-статические  испытания  конструкции  маневренных  самолетов  в  СибНИА  и 
ЦАГИ. 
На  основании  анализа  результатов  вышеуказанных  исследований  создана  база 
данных,  включающая  в  себя  перечень повреждений  и  дефектов,  выявленных  в  процессе 
эксплуатации и испытаний маневренных самолетов [80]. 
Информация  о  каждом  дефекте  или  разрушении,  возникновение  которого 
возможно в конструкции самолета, включает в себя следующие данные: 
- наименование,  координаты  и  фотографию  зоны  силовой  конструкции  самолета,  в 
которой был обнаружен данный дефект; 
- наименование, тип и фотографию обнаруженного дефекта; 
- наработку самолета (Т) при которой был обнаружен дефект; 
- ссылку на ремонтную документацию по устранению данного дефекта. 
В  результате  проведения  исследований  создан  «Перечень  вероятных 
эксплуатационных  повреждений  и  дефектов  силовой  конструкции  планера»  на 
определенный  период  эксплуатации самолета.  Выявленные  повреждения  и  дефекты 
группируются по критическим зонам конструкции. 
 Перечень  вероятных  эксплуатационных  повреждений  делится  на  упорядоченные 
множества - группы, которые формируются по признаку близости значений параметра m – 
показателя  степени  уравнения  кривой  усталости  для  критических  зон.  Необходимо 
отметить,  что  показатель  степени  уравнения  кривой  усталости – m является  одним  из 
наиболее  важных  параметров,  характеризующих  способность  критических  зон 
конструкции планера сопротивляться усталостным разрушениям. 
Наибольшее  влияние  на  рассеяние  показателя степени  уравнения  кривой 
усталости  оказывают  два  основных  параметра:  вид  концентратора  напряжений  и  тип 
конструкционного материала критической зоны. 
Как уже  отмечалось,  для  большинства  критических  зон  силовой  конструкции 
самолета значение показателя уравнения кривой усталости m находится в диапазоне 36. 
При  формировании  Перечня  вероятных  повреждений  (дефектов)  силовой 
конструкции  планера  было  принято  значение m равное  4.  Это  объясняется  тем,  что 
значение  показателя  уравнения  кривой  усталости  для  большинства  критических  зон 
конструкции находится вблизи значения m=4. 
На  основании  исследований  выявленных  дефектов  и  повреждений  был  получен 
перечень  повреждений  и  дефектов  силовой  конструкции  самолета,  содержащий  налет 
(эквивалентный  налет,  количество  полетов)  на момент  обнаружения  каждого  из  них. 
Полученные данные позволили определить основные параметры критических зон силовой 
конструкции  самолета:  наработку  до  появления  дефекта  в  зоне,  наработку  между 
проведением  осмотров  в  зоне,  показатель  степени  кривой  усталости m,  максимально  и 
минимально  допустимые  размеры  дефектов  в  данной  зоне.  Полученные  параметры 
критических  зон  и  дефектов,  выявленных  в  них,  были  сгруппированы  в  базу  данных 
дефектов  и  повреждений  силовой  конструкции  самолета [76,81].  База  данных  содержит 
всю  информацию,  известную  о  дефектах  и  повреждениях,  выявляемых  при  стендовых  и 
лидерных испытаниях, а также при строевой эксплуатации – наименование зон и дефектов 
в них, их изображения и места расположения на самолете, рекомендации по их контролю, 
восстановлению и дальнейшей эксплуатации самолета и т.д. 
Разработанные  база  данных  принципиально  отличается  от  создаваемых  до  нее  перечней 
зон  осмотра  и  программ  исследования  технического  состояния  самолетов  тем,  что  в  ней 
представлена  вся  необходимая  информация  о  критических  зонах  и  дефектах  в  них  в 
удобном  структурированном  виде.  Все  создаваемые  ранее  программы  исследования 
включали  в  себя  только  наименование  зон,  описание  дефектов,  общие  рекомендации  по  

 96 
осмотру  и  фотографии  наиболее  важных  зон,  что  было  сопряжено  с  большим  объемом 
работ по их анализу и обновлению. 
Разработанная  база  данных  повреждений  и  дефектов  позволяет  структурировать  и 
упорядочивать  все  выявляемые  дефекты  конструкции,  учитывать  при  эксплуатации 
индивидуальные особенности каждой зоны через показатель степени кривой усталости m. 
Изображения  и  места  расположения  координат  зон  и  дефектов  позволяют  оперативно  и 
однозначно  находить  их  на  конструкции  самолета.  Внесенная  в  базу  данных 
документация  по  восстановлению  выявленных  дефектов  и  рекомендаций  по  дальнейшей 
эксплуатации  обеспечивает  их  оперативное  устранение  в  процессе  эксплуатации  и 
быстрому возвращению самолета к полетам. 
 
5.3. Математическая модель расходования ресурса критических зон силовой 
конструкции на основании данных объективного контроля 
 
Обеспечение  безопасной  длительной  эксплуатации  маневренных  самолетов  без 
снижения  уровня  их  боеготовности  требует  непрерывного  анализа  нагруженности  и 
контроля  технического  состояния  узлов  и  агрегатов  силовой  конструкции  планера.  Для 
этого  необходимо  располагать:  во-первых,  перечнем  тех  зон  и  элементов  конструкции, 
отказ  которых  может  произойти  при  эксплуатации  и,  во-вторых,  повторяемостью  во 
времени  (например,  за  один  типовой  полет,  час,  и  т.д.)  всех  внутренних  и  внешних 
(коррозия,  температура  и  т.д.)  силовых  факторов,  действующих  в  каждой  зоне 
конструкции, включенной в данный перечень. 
Перечень зон и элементов силовой конструкции маневренного самолета, в которых 
при длительной эксплуатации может произойти отказ, сформирован на основании анализа 
многолетнего опыта эксплуатации маневренных самолетов (результаты целевых осмотров 
конструкции  в  условиях  эксплуатации),  а  также  на  основании  результатов  ресурсных 
испытаний самолетов данного типа. Анализ отказов элементов и зон силовой конструкции 
маневренных самолетов данного типа [76,81] показал, что в силовой конструкции планера 
можно  выделить  несколько  десятков  зон,  отказ  в  которых  наиболее  вероятен. Напомним, 
что  такие  зоны  конструкции  планера  маневренного  самолета  называются 
отказовероятными (ОВЗ).  Зоны конструкции  самолета,  отказ  которых  приводит  к 
аварийной  (катастрофической)  ситуации,  к  длительным  ремонтно-восстановительным 
работам,  или – к    выводу  данного  самолета  из  строя,  называются 
ресурсоограничивающими зонами силовой конструкции (РЗ) или критическими зонами. 
Количество  критических  зон  для  маневренного  самолета,  как  правило,  не  превышает 
десяти (стык ОЧК с центропланом, шассийная балка, узлы навески шасси, лонжерон ОЧК, 
шпангоуты  хвостовой  части  фюзеляжа,  узлы  навески  двигателей  и  др.).  Очевидно,  что  в 
первую очередь, должна проводиться оценка долговечности критических зон конструкции 
маневренного самолета. 
Таким образом, оценка долговечности силовой конструкции планера маневренного 
самолета  сводится  к  оценке  долговечности  совокупности  критических  зон.  Рассмотрим 
вектор  столбец  размерностью ,  характеризующий  долговечность  силовой 
конструкции маневренного самолета в целом по - критическим зонам при наработке  - 
летных часов: 
,                                                (5.3.1) ТnZ)( )1(n n  


















n
i
z
z
z
nZ
...
...
)(
1  

 97 
где  - параметр,  характеризующий  техническое  состояние  (долговечность) -
той  критической  зоны  при  наработке  - летных  часов,  численное  значение  которого 
оценивается с помощью двухпараметрической функции . 
В случае, когда существенное влияние на долговечность узлов и агрегатов силовой 
конструкции  планера  оказывают  условия  окружающей среды:  коррозия,  радиация  и  т.д., 
может  рассматриваться  трех- и  более  параметрическая  функция .  В  данной  работе 
ограничимся  двухпараметрической  функцией.  Параметрами  функции  являются:  - 
вектор,  характеризующий  уровень  нагруженности -той  критической  зоны  при 
эксплуатации  и  - вектор,    характеризующий  усталостные  свойства -той  критической 
зоны при наработке  - летных часов. 
Будем считать, что вектор  однозначно определяет уровень нагруженности -той 
критической зоны маневренного самолета в полете в момент времени : 
.             (5.3.2) 
Силовая  конструкция  маневренного  самолета  в  полете  подвержена  переменным 
нагрузкам  (выполнение  маневрирования,  неспокойный  воздух  и  т.д.),  поэтому  элементы 
вектора  (5.3.1)  для -той  критической  зоны  являются  последовательностями  значений  
усилий и моментов с конечным числом максимумов и минимумов. 
Для  оценки  долговечности -той  критической  зоны  необходимо  учитывать  не 
только  величину  внутреннего  силового  фактора,  но  и  количество  его  значимых 
реализаций в данном элементе силовой конструкции т.е.: 
,                                           (5.3.3) 
где - внутренний  силовой  фактор  (),  действующий  в -той 
критической зоне в момент времени полета ; 
- количество  реализаций  величины  за  полет  или  типовой  час 
эксплуатации маневренного самолета; 
 - размах -го  силового фактора  в -той  критической 
зоне; 
 - величина,  которая  характеризует  минимально-значимый  размах  и  задается 
для  исключения  из  расчета  незначительных  изменений -го  силового  фактора  в -той 
критической зоне.  
Если вектор  известен, то с помощью конечно-элементной модели -той зоны, 
может  быть  определен  тензор  напряжений  в  данной  зоне  в  момент  времени ,  а  затем – 
построена  циклограмма  напряжений,  соответствующая  изменению  напряжений  за  весь 
полет  маневренного  самолета.  Таким  образом,  учитывая  усталостные  свойства -той 
критической  зоны,  может  быть  оценена  долговечность  выбранного  элемента  силовой 
конструкции маневренного самолета. 
Будем  считать,  что  характеристики  усталостных  свойств -ой  критической  зоны 
или  конструктивно-подобных  ей  образцов  известны,  т.е.  вектор  определен.  Тогда 
задача  оценки  долговечности -ой  критической  зоны  сводится  к  определению  значений 
 и вида функции . 
Момент  появления  отказа  (зарождения  усталостного  повреждения)  и  разрушение 
большинства  отказовероятных  зон  силовой  конструкции  маневренного  самолета  связаны, 
главным образом, с полетным случаем нагружения. Следовательно, значения  могут 
быть  достаточно  точно  оценены  с  помощью  тензометрии  силовой  конструкции, 
проводимой при летно-прочностных испытаниях маневренного самолета данного типа. iiiuPqz; i  q q q iP i iu i T iP i t izyxyxitMtMtMtQtQtNtP)();();();();();()( i i 



jiji
jiji
iRtR
FtR
tP
,,
,,
)(
;,)(
)( jitR,)( 61j i t jiF, kitR,)( min,max,,)()()(jijijitRtRtR j i jiR, j i itP)( i t i i iu i jitR,)( q jitR,)(  

 98 
Однако  даже  при  небольшом  количестве  критических  зон  силовой  конструкции 
маневренного  самолета  проведение  тензометрии  каждой  из  них  в  условиях  эксплуатации 
экономически  нецелесообразно  и  не  проводится.  В  тоже время,  на  каждом  самолете  в 
условиях  типовой  эксплуатации  проводятся  замеры  основных  динамических 
характеристик  полета  в  момент  времени :  перегрузок  в  центре  тяжести,  угла  атаки,  угла 
скольжения;  может  быть  определен  полетный  вес  самолета  и  т.д.  Поэтому  для  оценки 
долговечности  критических  зон  силовой  конструкции  маневренных  самолетов,  на 
которых  не  проводится  тензометрирование  (самолеты  парка)  необходимо  установить 
функциональную  зависимость  между  основными  (определяющими  для  данной  зоны) 
динамическими характеристиками полета и доминантными величинами : 
,                                (5.3.4) 
где  - одна  или  несколько  динамических  характеристик  полета  однозначно 
определяющих  (имеющих  тесную  корреляцию  с  одним  или  несколькими  силовыми 
факторами)  нагруженность -ой  критической  зоны  силовой  конструкции  маневренного 
самолета  в  момент  времени ; - вес  самолета  в полете  в  момент  времени .  В  общем 
случае (5.3.4) является массивом размерностью . 
Если на основании результатов тензометрии, проведенной при летных испытаниях 
опытного самолета, для  данной критической зоны получена функциональная зависимость 
(5.3.4),  то,  учитывая  (5.3.3),  для  каждого  самолета  парка  может  быть  построена 
последовательность  изменения  доминирующего  силового  фактора  в  этой  критической 
зоне,  а,  следовательно,  оценена  долговечность  как  одной  зоны,  так  и всей  силовой 
конструкции  самолета  в  целом.  При  этом  если  среди  критических  зон  силовой 
конструкции маневренного самолета данного типа найдется такая i-ая зона, которая будет 
иметь  наибольший  относительный  уровень  эксплуатационной  нагруженности  и  самые 
низкие  характеристики  сопротивления  усталости  на  момент  наработки ,  то 
долговечность  силовой  конструкции  самолета  в  целом  оценивается  из  условия 
долговечности -ой критической зоны: 
,  .                                (5.3.5) 
Для  тех  силовых  факторов,  численные  значения  которых  определяются  в  ходе 
летного  эксперимента  для  конкретной  критической  зоны  силовой  конструкции, 
построение  устойчивой  зависимости (5.3.4)  не  представляет  сложности.  Результаты 
эксперимента  (замеры  отдельных )  наряду  с  основными  динамическими 
параметрами  полета  записываются  и  могут  предоставляться  для  различных  полетных 
случаев,  как  в  графическом  виде,  так  и  в  виде  численных  массивов  данных.  Обработка 
данных  массивов  и  получение  функциональной  зависимости  с  помощью  ЭВМ 
представляет  тривиальный  процесс.  Однако  при  летных  прочностных  испытаниях 
опытных  самолетов  замеры  проводятся,  как  правило,  не  во  всех  критических  зонах,  а 
лишь  на  основных  узлах  и  агрегатах  силовой  конструкции  планера  (фюзеляж,  крыло, 
оперение). 
В связи с этим, для оценки численного значения доминирующего силового фактора 
в -ой  критической  зоне  конструкции  необходимо  воспользоваться  результатами 
статического  расчета  данной  силовой  конструкции  при  действии нагрузок,  полученных 
при выполнении заданий летного эксперимента. 
Предположим, что в результате летного эксперимента и статического расчета узлов 
и  агрегатов  силовой  конструкции  планера  маневренного  самолета  для - типовых 
полетных  заданий,  каждое  продолжительностью -,  определена  последовательность 
внутренних  силовых  факторов  для  каждой  из  критических  зон,  т.е. в  общем  случае  в 
качестве  исходных  данных  для  оценки  долговечности  имеем - массивов,  вид 
которых представлен в таблице 5.3.1. t jitR,)( jitjitGcbaftR,,);;...;;()( cba;...; i t tG t 6n n  i min)(iznZ ni1 itR)( i p pпT n pn  

 99 
Таблица 5.3.1. Таблица массивов данных внутренних силовых факторов в критических 
зонах конструкции 
 
1 2 3 4 5 6 7 8 
        
час=т=т=т=т=тм=тм=тм=
=
Примем  утверждение,  согласно  которому  для  каждой -ой  критической  зоны 
найдется  такой  динамический  параметр  полета  ()  (например: ;; и  т.д.), 
который  плотно  положительно  (отрицательно)  коррелирован  ()  с  одним  из 
внутренних  силовых  факторов .  Согласно  принятому  утверждению,  таблица 
массивов данных (таблица 5.3.1) будет дополнена соответствующими значениями : 
Таблица 5.3.2. Таблица массивов данных внутренних силовых факторов, 
коррелированных с динамическими параметрами полета 
 
1 2 3 4 5 6 7 8 
   
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Максимальное  количество  строк  в  таблице 5.3.2  зависит  от  продолжительности 
полета  маневренного самолета и определяется из выражения: 
,                                (5.3.6) 
где ,  (час) - время  полета  маневренного  самолета  при  выполнении -го  полетного 
задания  (); - количество  замеров  (записей)  значений  динамических  параметров 
полета в секунду полета (например, ). 
Однако  в  дальнейших  расчетах,  для  сокращения  времени  обработки  массивов 
данных,  будем  использовать  только  значимые  пиковые  (максимальные)  значения 
динамических  параметров  полета.  При  оценке  уровня  эксплуатационной  нагруженности 
планера,  например,  для  вертикальной  перегрузки ,  значимыми  величинами  являются 
,  при  этом  размах  цикла,  образованный  двумя  соседними  значениями  вертикальной  
перегрузки  должен  быть  не  менее  0,5: .  Данные  ограничения  значений 
выборки  существенно  не  влияют  на  конечный  результат  методики  (расхождение  по 
долговечности  между  усеченной  и  полной  выборочными  совокупностями  составляет  не 
более 1-2%). При этом исключение из рассмотрения циклов малой амплитуды позволяет с 
высоким  уровнем  доверия  установить  адекватную  линию  регрессии  между 
рассматриваемым  внутренним  силовым  фактором  и  соответствующим  ему  динамическим 
параметром полета. 
Таким образом, в общем случае для -ой РЗ и рассматриваемого полетного задания 
, имеем массив данных  размерностью , где -количество строк, равное числу 
значимых пиковых значений рассматриваемого динамического параметра полета.  
С  учетом  принятого  выше  допущения,  получена  сложная  матрица  размерности 
,  элементами  которой  являются  усеченные  массивы .  Матрица  объективно 
характеризует  возможный  уровень  эксплуатационной  нагруженности,  каждой 
критической  зоны,  а,  следовательно,  и  всей  силовой  конструкция  планера  маневренного 
самолета данного типа: t tyGn N xQ yQ xM yM zM i j 6...1j yn zn  1r jitR,)( j t tyGn N 1 xQ 2 yQ 3 xM 4 yM 5 zM 6  пT uTп3106.3 пT k pk...1 u 8u yn 1yn 5.0)(1jyjynn i k ik *14 * P pn ik P  

 100 
                                  (5.3.7) 
Расходование ресурса узлов и агрегатов силовой конструкции, может быть оценено 
по  результатам  сравнительного  анализа  уровня  нагруженности  силовой  конструкции 
маневренного самолета, реализованной при ресурсных испытаниях самолета данного типа 
и  уровнем  нагруженности  в  реальных  условиях  эксплуатации.  В  некоторых  случаях, 
расходование  ресурса  элементов  силовой  конструкции  планера  маневренного  самолета 
удобней  оценивать  с  помощью  сравнительного  анализа  уровня  эксплуатационной 
нагруженности самолетов-лидеров с уровнем нагруженности самолетов строя. 
Таким  образом,  имеем  две  матрицы  и  вида  (5.3.7),  характеризующие  уровни 
нагруженности  планера  маневренного  самолета,  например,  при  ресурсных  испытаниях - 
 и  типовом  эксплуатационном  применении -  соответственно.  Учитывая  линейную 
гипотезу  суммирования  повреждений,  для -ой  критической  зоны,  усталостные  свойства 
которой  определяются  величиной  показателя  степени  уравнения  кривой  усталости, 
определяется повреждаемость – величина, являющаяся мерой расходования ресурса: 
,                                                (5.3.8) 
где - количество  появлений -го  внутреннего  силового  фактора,  реализованного  в -ой 
критической  зоне  силовой  конструкции  планера  маневренного  самолета  в 
рассматриваемом  полете.  В  выражении  (5.3.8)  подразумевается  поэлементное  возведение 
массива  в степень . 
Далее,  воспользовавшись  выражением  (5.3.8),  для  сравниваемых  уровней 
нагруженностей  и  определяются  соответствующие  матрицы  повреждаемостей  и 
.  Частное,  полученное  в  результате  поэлементного  отношение  полученных  матриц 
повреждаемостей,  будет  характеризовать  расходование  ресурса -ой  критической  зоны 
силовой  конструкции  планера  маневренного  самолета  данного  типа  с  лимитированным 
расходованием  ресурса  в  рассматриваемый  промежуток  времени  полета.  Для  учета 
расходования  ресурса  маневренного  самолета  необходимо  учитывать  эквивалентный 
налет, который определяется с помощью выражения: 
,                                        (5.3.9) 
где  - максимальный  (для  различных  степеней )  коэффициент 
эквивалентного  налета; - условная  повреждаемость -той  критической  зоны, 
реализованная за один час эксплуатации; - значение среднечасовой повреждаемости, 
принятое при обосновании ресурса данного маневренного самолета. 
Оценку  долговечности  элементов  и  узлов  конструкции  планера  маневренного 
самолета  удобно  проводить  либо  в  часах  (эквивалентных  часах), либо  в  применениях 
самолета.  Предположим,  что  по  результатам  ресурсных  испытаний  или  на  основании 
анализа  эксплуатации  самолетов-лидеров  известна  - величина    повреждаемости -ой 
критической  зоны,  при  достижении которой  в  данной  зоне  может  произойти  отказ 
(усталостное  разрушение).  Известно  так  же,  что  данная  величина  повреждаемости  
соответствует  часовой  наработки .  При  этом  наработка  на  отказ -ой  критической 
зоны  является  минимальной  для  всех - критических  зон  силовой  конструкции  планера 
















npnkn
ipiki
pk
P



......
......
......
......
1
1
1111 1P 2P 1P 2P i m 

l
r
mikri1
 l k i ik m 1P 2P 1 2 i maxэ квполэ квКТT нормmчас
mчасэ квK
,
,max

 m mас, i нормmчас, i i i endiT i n  

 101 
маневренного самолета: . Заметим, что в качестве  может выступать 
величина начального назначенного или межремонтного ресурса. 
Текущая  долговечность  всей  конструкции  самолета  определяется наиболее  слабой 
по  своим  усталостным  свойствам -ой  критической  зоны  маневренного  самолета, 
долговечность которой к моменту исследования составляет : 
.                                     (5.3.10) 
 
5.4. Реализация модели расходования ресурса применительно к зоне стыка отъемной 
части крыла с центропланом маневренного самолета 
 
Для большинства критических зон оценка их долговечности может быть корректно 
проведена  по  одному - двум  доминирующим  внутренним  силовым  факторам.  Пусть 
долговечность  силовой  конструкции  планера  маневренного  самолета  определяется 
техническим  состоянием  зоны  стыка отъемной  части  крыла  (ОЧК) и  центроплана. 
Доминирующими внутренними силовыми факторами для  зоны стыка ОЧК и центроплана 
являются изгибающие моменты относительно продольной оси самолета. Данные моменты 
были  замерены  при  проведении  летных  прочностных  испытаний  маневренного  самолета 
(рис. 5.4.1). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Рис.5.4.1. Схема тензометрирования самолета при проведении летных испытаний 
Мх1ЦП – изгибающий  момент  в  сечении  1  центроплана,  кгм  (Z=0.68  м  от  стыка  ЦЧК  и 
ОЧК); Мх2ЦП – изгибающий момент в сечении 2 центроплана, кгм (Z=0.22 м от стыка ЦЧК 
и  ОЧК); Ми1 – изгибающий  момент  в  сечении  1  ОЧК,  кгм; Мх2ЦП (ЛИИ) – изгибающий 
момент  в  сечении  2  центроплана,  кгм  (Z=0.25  м  от  стыка  ЦЧК  и  ОЧК)  (дополнительный 
тензодатчик, установленный в ЛИИ) 
 Для  данной  зоны  был  проведен  статистический  анализ  507  значений  замеренных 
изгибающих  моментов  и  соответствующих  им  значений .  В  результате  анализа 
были построены линии регрессии  (тм) с уровнем доверия 95% (рис. 5.4.2-5.4.4) 
и  получены  аналитические  выражения  для  указанных  выше  замеряемых  силовых 
стенка 
№ 1 kl_gdZ



    
Яндекс цитирования Яндекс.Метрика