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.
     42 
реальных  частот  нагружения  основных  силовых  частей  конструкции  в  эксплуатации, 
«частотными  усталостными  эффектами»  на  практике,  как  правило,  пренебрегают. 
Особняком  стоит  проблема  акустического  нагружения,  которая  требует отдельного 
рассмотрения. 
Схематизация нагруженности  завершается  получением, так  называемой, 
повторяемости  нагрузок,  то  есть выполняется  классификация  совокупности  циклов 
(полуциклов)  по  величинам  их  максимальных  и  минимальных  значений  (или  амплитуд  и 
средних  значений)  с  указанием  количества  (повторяемости)  циклов  с  параметрами, 
находящимися  в  пределах  размеров  ячейки  таблицы.  Такая  таблица  называется  таблицей 
дифференциальной  повторяемости  полных  циклов. Достоинством  этого  типа 
«оцифровки»    является  возможность  накопления  в  таблицах  информации, 
соответствующей  разным  объемам  реализаций,  по  единой  форме.  Это  может  быть, 
например, повторяемость за один реальный взлет (посадку) или за один реальный полет в 
целом; или за один полет в среднем, т.е. суммарно за n полетов с последующим делением 
повторяемости  на n;  для  какого-то  определенного  экземпляра  самолета;  для  всех 
самолетов  парка  в  среднем  и  т.д.  Другими  словами,  возникает  возможность  выполнения 
действий  с числами,  а  не  с  функциями,  которыми  в  действительности  являются 
реализации нагрузок. 
Затем в  дифференциальную  таблицу  полных  циклов вносят эквивалентный 
симметричный  цикл.  Такая  таблица  выгодно  отличается  от  аналогичной  таблицы 
дифференциальной  повторяемости  полных  циклов  большей  простотой  и  компактностью, 
так  как  является  таблицей  лишь  с  одним  входом.  Однако  при  необходимости  сравнения 
повторяемостей  все  еще  сохраняются  затруднения,  связанные,  в  первую  очередь,  с 
произволом  в  выборе  интервала  дискретизации  при  построении  таблицы.  Чтобы  уйти  от 
этих  трудностей,  дифференциальные  таблицы  с  одним  входом  преобразовываются в 
таблицы, так  называемой, интегральной  повторяемости,  в  каждой  ячейке  которых 
приводится количество (повторяемость) эквивалентных симметричных циклов, амплитуда 
которых  превышает  нижнюю  границу  соответствующего  интервала  дискретизации. При 
сопоставлении  интегральных  повторяемостей  интервал  дискретизации  будет  иметь 
значение только при построении графиков интегральной повторяемости. 
Как  правило,  зависимость  интегральной  повторяемости  от  величины  амплитуды 
нагрузки  оказывается  весьма  «крутой».  В  связи  с  этим  такие  графики  строятся  в 
полулогарифмических  координатах,  где  по  оси  величин  амплитуд  циклов  нагрузки – 
обычный масштаб, а по оси повторяемости – логарифмический.  
Однопараметрическая  повторяемость  рассматривается  и  в  случаях,  когда  обработка 
реализаций  проводится  не  методом  полных  циклов,  а  одним  из  «однопараметрических» 
методов.  Например,  исторически  сложилось  так,  что  реализации  приращений перегрузок  в 
центре  тяжести,  записываемых  в  полете  с  помощью  штатного  бортового  регистратора, 
обрабатывались  методом  пиков.  Интегральная  повторяемость  пиков  приращений  перегрузки 
является важнейшей  информацией  для  получения  данных  о  нагруженности  самолетов при 
полете в турбулентной атмосфере.  

 43 
 
Рис. 4.1.1. Графики интегральной повторяемости перегрузок для различных пассажирских 
самолетов 
 
Рис. 4.1.2. Обобщенные данные о повторяемости пиков перегрузок 
 
На рис. 4.1.1, 4.1.2 [56], приведены результаты огромной статистики (число летных 
часов с обработанными записями помечено в правом  углу рисунка) для самолетов разных 
типов,  представленные  в  форме  интегральной  повторяемости  положительных  и 
отрицательных приращений  перегрузки  в  среднем  на  один  час  полета. Видно 
резкое  падение  повторяемости  с  ростом  величины  приращения,  бросается  в  глаза 
существенное  снижение  приращения  перегрузки  (при  той  же  повторяемости)  с 
увеличением размера и веса самолета и т.д. 
 
4.2. Усталостное нагружение пассажирских и транспортных самолетов 
 
В  научной  литературе  одним  и  тем  же  термином  «нагрузка»  обозначаются  и 
внешние  аэродинамические  силы,  и  внутреннее  избыточное  давление  в  фюзеляже  и  даже 
напряжения.  Это обстоятельство  является отражением того  факта,  что  с  точки  зрения 
усталости  термин  «нагрузка»  действительно  очень  емкий  и  требует  специального 
обсуждения [22]. 
Количество критических  мест в  реальной  конструкции  самолета  огромно  и 
исчисляется  сотнями  или даже  тысячами.  Непосредственное  описание  чрезвычайно 
сложного  реального  нагружения  в  эксплуатации  в  каждой  точке  этого  огромного 
множества  является,  безусловно,  абсолютно  непосильной  задачей.  По-видимому, 
необходим переход к более укрупненным, интегральным характеристикам, описывающим  Ft yyΔn = n - 1  

 44 
нагружение  сразу  большой  совокупности  критических  мест,  с  помощью  которых 
обеспечивается  однозначная  связь  между  ними  и  локальной  нагруженностью.  В  качестве 
такой  интегральной  характеристики  нагруженности  может  быть  принято  поле 
номинальных  напряжений  или  так  называемое  общее напряженно-деформированное 
состояние  (НДС) в  некоторой  зоне,  содержащей  рассматриваемую  совокупность 
концентраторов. 
Можно  перейти  на  еще  более  интегральный  уровень,  принимая  в  качестве 
«нагрузок» именно нагрузки в прямом смысле этого слова (например, силы или моменты). 
По  этим  нагрузкам  однозначно  определяется  общее  НДС  (с  какой-то  своей,  естественно, 
погрешностью),  а,  следовательно,  и  местное  (локальное)  НДС  также  со  своей 
погрешностью  соответствующего  перехода.  Применительно  к  конструкции,  например, 
крыла большого удлинения (которое, в первом приближении, можно считать одномерным 
элементом  типа  балки)  это  уровень  изучения  для  каждого  сечения  крыла  шести 
внутренних  силовых  факторов  нагружения.  Этими  факторами  являются  три  силы 
(продольная сила и  две  перерезывающие – вертикальная  и  боковая)  и  три  момента 
(крутящий момент и  два  изгибающих).  Как  бы  сложно  ни  зависело  общее  НДС  в 
рассматриваемом  сечении  от  этих  шести  компонент  нагружения,  оно  в  каждый  момент 
времени  будет  полностью  определяться  этими  и  только  этими  компонентами. Таким 
образом,  понятие  «нагрузки»  применительно  к  усталостной  долговечности  конструкции 
является  достаточно  широким,  и  в  него  можно  вкладывать  смысл  нагрузочной 
характеристики  любого  из рассмотренных  уровней. В  работе  [22]  выполнена 
классификация факторов нагруженности в связи с уровнем представления конструкции. 
1  уровень. Внешние  обводы,  учитывающие  только  «поверхностный» 
геометрический  вид  без  каких-либо  сведений  о  внутреннем,  «подповерхностном» 
строении  конструкции.  Однако  при  этом  должны  быть  также  известны  реальные  упруго-
массовые  характеристики  самолета  как  колебательной  системы.  Для  иллюстрации  этого 
уровня представления конструкции можно в качестве «материальной» имитации привести 
так  называемые  динамически – подобные  модели  самолета,  используемые  при  продувках 
в  аэродинамических  трубах  при  работах  по  обеспечению  безопасности  от  флаттера  [57]. 
Соответствующим (первым) уровнем нагруженности будем считать ее описание на основе 
интегральных  силовых  факторов – изгибающих,  крутящих  моментов  и  перерезывающих 
сил в конструкциях типа балки, суммарных усилий в элементах стержневого типа и т.д.  
2  уровень.  Представление  конструкции  в  виде  панелей  или  аналогичных 
крупномасштабных  элементов  (частей  конструкции),  условно  сплошных,  т.е.  без  всяких 
конструктивных  подробностей  и,  тем  более,  без  каких-либо  концентраторов  напряжений 
(критических  мест).  Соответствующим  уровнем  нагруженности  будем  считать  поля 
общих  (номинальных)  напряжений,  типа  полей напряжений  в  пластинах.  Считается,  что 
рассматриваемые  поля  номинальных  напряжений  практически  не  зависят  от  наличия 
концентраторов (критических мест), в связи с чем, сами критические места условно могут 
рассматриваться  как  достаточно  локальные  возмущения НДС,  «вмонтированные»  в  поля 
напряжений без обратного влияния на характеристики этих полей. На этом  уровне можно 
уже  как-то  характеризовать  критическое  место.  Такой  характеристикой  может  являться 
так  называемый  эффективный  коэффициент  концентрации  напряжений.  Этот 
коэффициент  в  смысле  эквивалентности  по  условиям  сопротивления  усталости  может 
описывать усталостные свойства любого сложного критического места конструкции, если 
только  при  этом  нагруженность  характеризуется  эквивалентным  одноосным 
напряжением, являющимся  некоторой  «сверткой»  реального,  в  общем  случае, 
многоосного  поля  напряжений.  Таким  образом,  описание  реализуется  в  терминах 
простейшего  геометрического  концентратора  (типа  отверстия)  в  одноосном  поле 
напряжений растяжения – сжатия.  
3  уровень.  Конструкция  вместе  с  критическим  местом  рассматривается  более 
подробно;  при  этом  переход  на  третий  уровень  происходит  путем  его  «вложения»  во  

 45 
второй  уровень.  Другими  словами,  в  поле  номинальных  напряжений  «встраивается»  не 
условный  (эффективный)  концентратор  напряжений,  а  реальное  критическое  место. 
Правда  подробность  его  описания  ограничивается  основными  общими  характеристиками 
конструктивных  элементов,  т.е.  моделирование  происходит,  как  правило,  в  виде 
геометрических  макроконцентраторов  (отверстия,  вырезы, галтели,  изменения  формы  и 
т.д.).  Такие  критические  места  как  соединения  также  представляются  еще  относительно 
грубо.  Например,  для  стыков  «появятся»  имитаторы  крепежных  (стыковых)  элементов – 
болтов,  заклепок.  В  качестве  характеристик  нагруженности  на  этом  уровне  (будем 
называть  его  уровнем  местного  НДС)  также  используются  своего  рода  номинальные,  т.е. 
некоторые  осредненные  напряжения,  но  уже  в  отдельных  элементах,  составляющих 
конструкцию,  например,  в  стрингерах,  в  поясах  и  стенках  лонжеронов,  в  обшивке, в 
крепежных  элементах  и  т.д.  Количество  нагрузочных  факторов,  определяющих 
характеристики  сопротивления  усталости,  существенно  возрастает  по  сравнению  со 
вторым  уровнем,  что  заметно  осложняет  представление  о  нагруженности  критических 
мест.  Однако  при  этом можно  ожидать  существенное  улучшение  критериев  перехода  к 
эквивалентному  одноосному  нагружению,  а,  следовательно,  и  существенное  уточнение 
оценок  усталостных  характеристик,  если  принцип  получения  таких  оценок  (сочетание 
эквивалентного  напряжения  и  эффективного  коэффициента  концентрации)  сохраняется. 
Применительно  к  критическим  местам  типа  геометрических  концентраторов  может 
оказаться  целесообразным  использование  не  напряжений  общего  номинального  поля 
(напряжений  «брутто»),  а  напряжений  «нетто»,  которые  хотя  тоже  являются  общими 
(осредненными),  но  более  «приближены»  к  концентратору,  так  как  учитывают  влияние 
конкретного концентратора в смысле изменений «живого» сечения.  
4  уровень,  «вложенный»  на  этот  раз  уже  в  третий  (а  в  некоторых  случаях 
непосредственно  во  второй)  уровень,  это  описание  критического  места  как  критической 
«точки»  конструкции.  В  частности,  для  геометрического  концентратора  типа  отверстия 
или  галтели  совокупность  критических  мест  это  результат  перебора  «точек»  по  углам 
азимута,  для  стыков  это определение  «упругих»  контактных  напряжений  и  т.д.  Учет 
некоторых  обстоятельств  может  несколько  упростить  ситуацию.  Например,  можно 
считать очевидным, что нагрузочным фактором, определяющим сопротивление усталости 
такого  критического  места,  как  геометрический  концентратор,  будет  не  сложный 
трехосный  тензор  напряжений,  а  простое  тангенциальное  одноосное  напряжение  на 
кромке концентратора. Количество необходимых нагрузочных факторов для этого  уровня 
рассмотрения  (будем  его  называть  уровнем  локального  НДС)  чрезвычайно  возрастет, 
однако,  скорее  всего,  произойдет  и  дальнейшее  существенное  повышение  точности 
оценок  характеристик  сопротивления  усталости.  Точность  оценок  усталостной 
долговечности  на  этом уровне,  т.е.  при  описании критического  места  конструкции  в  виде 
локальных  «точек»,  в  которых  определяется  истинное  НДС,  учитывающее  фактическую 
концентрацию  напряжений,  может  проявить  свою  эффективность,  в  частности,  за  счет 
следующего  обстоятельства.  Для  оценки  характеристик  сопротивления  усталости 
становится  возможным  использование  «фундаментальных»  экспериментальных  данных, 
универсальных  по  отношению  к  типу  конструкции  и  концентратора  напряжений.  Такими 
исходными  данными  являются,  например,  кривые  усталости  (и  другие  свойства), 
связанные  лишь  с  тем  или  иным  конструкционным  материалом  (т.е.  данные  по  так 
называемому «гладкому» образцу). 
Нагрузки  рассмотренных  уровней  связаны  друг  с  другом  пусть  сложными,  но,  как 
правило,  линейными  (или  приближенно  линейными)  зависимостями.  Именно  эти 
зависимости  придется  использовать при  определении  (на  ранней  стадии  проектирования) 
усталостной  долговечности  критических  мест  путем  расчета. Чем  точнее  предполагается 
применяемый  метод  расчета  долговечности,  тем  более  сложным  оказывается  потребное 
«нагрузочное  описание»  критических  мест. Поэтому  выбор  уровня  является  непростой 
задачей,  заключающейся  в  своеобразном  поиске  оптимума  на  основе  инженерных  

 46 
соображений, учитывающих  «взаимоотношения» между глубиной нагрузочного описания 
(со  своей  трудоемкостью  и  погрешностями  получения)  и  «качеством»  соответствующего 
метода расчета усталостной долговечности. 
Выполнение одного полета самолета является  некоторым  естественным  единичным 
циклом  функционирования  самолета  как  летательного  аппарата.  В  свою  очередь,  описание 
выполнения  полета  целесообразно проводить  в  виде  совокупности  всех  режимов, 
существенных для нагруженности планера самолета. Рассмотрим наиболее важные режимы 
полета в  смысле  нагруженности  основных  частей  конструкции.  К  таким  режимам 
относятся:  выруливание  на  старт,  взлетный  разбег,  набор  высоты,  крейсерский  полет, 
снижение,  посадка, после  посадочный  пробег  и  заруливание  к  аэровокзалу.  В  процессе 
выполнения  полета  каждый  конструктивный  элемент  и  каждая  его  «точка»  подвергаются 
переменному  нагружению,  связанному  с  физикой  внешних  воздействий  на  каждом  из 
режимов. Рисунок 4.2.1 иллюстрирует эту ситуацию на примере нагрузки первого  уровня – 
изгибающего момента  в одном из сечений крыла большого удлинения. 
 
Рис. 4.2.1. Схема нагружения крыла в типовом полете 
Режим  руления  по  рулежным  дорожкам  (РД)  аэродрома,  режимы  взлетного  разбега  и 
после  посадочного  пробега  по  взлетно-посадочной  полосе  (ВПП)  вызывают  большое  число 
переменных  нагрузок  за  счет  воздействия  неровностей  поверхности  аэродрома.  В большей 
степени  это  относится  к  грунтовым  аэродромам,  однако,  измерения  показывают,  что  и 
бетонированное  покрытие  даже  для  высококлассных  аэродромов  является  настолько 
неровным, что оно вызывает значительное переменное нагружение конструкции. Положение 
усугубляется  тем,  что  конструкции  современных  пассажирских  самолетов  являются  весьма 
гибкими,  или,  как  говорят,  динамичными,  т.е.  сильно  отзывающимися  (резонирующими)  на 
внешнее  возбуждение  в  диапазоне  частот,  содержащем  внутри  себя  собственные 
(резонансные) частоты  конструкции  как  колебательной  системы.  Преобладающие частоты 
нагружения  конструкции  самолета  при  его  движении  по  аэродрому  отражают,  в  первую 
очередь,  не  частоту  стыков  плит  аэродромного  покрытия  (хотя  такие  «толчки»,  конечно, 
существуют,  если  существуют  «ступеньки»  на  стыках),  а  частоты  собственных  колебаний, 
типовой  диапазон  которых  расположен  от,  примерно,  0,1  до  10  и  более  герц.  Суммарное 
количество  циклов  нагружения,  действующих  на  конструкцию  при  таких  колебаниях,  легко 
оценить. Если принять среднюю частоту порядка 5 герц, среднюю скорость руления порядка 
10м/сек  (35  км/час)  и  учесть,  что  современный  пассажирский  лайнер  «наезжает»  по 
поверхности  аэродромов  за  свою  «жизнь»  200-300  тысяч  километров,  число  циклов 
оказывается  огромной  величиной  порядка  108.  Интенсивность  нагружения  зависит,  конечно, 
от высоты неровностей, т.е. от качества рулежных дорожек (РД) и взлетно-посадочных полос 
(ВПП), а также от скорости движения, при  увеличении которой интенсивность колебаний на 
режимах  взлета  и  после  посадочного  пробега  существенно  возрастает.  Таким  образом, 
оказывается,  что  движение  самолета  по  аэродрому  «ответственно»  не  только  за  накопление 
усталости  в  конструкции  шасси  и  мест  его  крепления,  но  вносит  существенный  вклад  и  в 
исчерпание долговечности многих других важных частей конструкции планера самолета. изгМ Руление
ВзлетПолетПосадка
Руление
ЦиклЗВЗ
Мизг
0t
Мгп
Мстоян  

 47 
Определенный  вклад  в  «усталостное  нагружение»  вносит  режим  собственно 
посадки  как  таковой,  т.е.  нагрузки  так  называемого  посадочного  удара.  Эти  нагрузки  в 
разных  полетах  различны  и  могут  иногда  достигать  существенных  значений.  Хотя  их 
число  в  каждом  полете  очень  мало  (исчисляется  единицами),  однако  общее  число 
значительно, так как они возникают в каждом полете. 
Собственно  полет  в  воздухе  является  режимом,  при  котором  в  конструкции 
самолета  возникают  переменные  нагрузки  двух  видов:  нагрузки  от  воздействия 
турбулентности атмосферы и маневренные нагрузки. 
Первый тип нагрузок связан с тем, что при попадании самолета, осуществляющего 
стационарный  горизонтальный  полет,  в  восходящий  или  нисходящий  порыв  ветра, 
скорость  которого  равна ,  происходит  соответствующее  изменение  угла  атаки  
несущих  поверхностей самолета  (крыла,  оперения и т.д.)  относительно  воздушной  среды. 
Это,  в  свою  очередь,  приводит  к  изменению  аэродинамических  и  инерционных  сил,  а, 
следовательно,  и  нагрузок  на  конструкцию.  Представим  себе  атмосферную 
турбулентность  как  случайную  последовательность  восходящих  и  нисходящих  потоков 
(пульсаций  вертикальной  компоненты  скорости  ветра).  Справедливо  пренебрежем  при 
этом  изменчивостью  этих  пульсаций  во  времени  по  сравнению  с  их  изменчивостью  за 
счет  перемещения  самолета  из  одной  точки  пространства  в  другую  (так  называемая 
гипотеза  замороженной  турбулентности).  Получим  очень  близкую  аналогию  с 
неровностями  аэродрома.  Такая  аналогия  между  воздействием  атмосферной 
турбулентности  и  неровностей  аэродрома  распространяется  очень  далеко  и,  в  частности, 
приводит  к  возможности  использования  в  обоих  случаях  практически  одного  и  того  же 
математического  аппарата  для  расчета  нагруженности.  Эта  же  аналогия  позволяет 
распространить  на  воздействия  от  атмосферной  турбулентности  те  же  соображения, 
связанные  с  частотами  нагружения  и  подсчетом  числа  циклов,  которые  были  изложены 
выше применительно к нагрузкам от неровностей аэродрома. 
Наиболее  приемлемое  описание  энергетических  закономерностей  сложного 
явления  изотропной  турбулентности  было  в  свое  время  предложено  А.Н.  Колмогоровым 
(см.,  например,  [58])  в  виде  известного  «закона  минус  пяти  третей».  Согласно  этому 
закону  спектральная  плотность  в  практически  важном  диапазоне 
пространственных  частот  должна  выглядеть  как ,  где A некоторый 
параметр,  от  частоты  не  зависящий.  Используя  рассмотренную  выше  физическую 
интерпретацию,  можно  сказать,  что  энергия,  содержащаяся  в  гармонических 
составляющих,  должна  довольно  быстро  (обратно  пропорционально  частоте  в  степени 
5/3)  падать  с  ростом  частоты  гармонической  составляющей.  Соотношение  А.Н. 
Колмогорова  качественно  довольно  хорошо  подтверждалось  экспериментальными 
данными.  С  целью  более  конкретной  записи  этой  зависимости  в  рамках  имеющихся 
экспериментальных  результатов  Карман  для  приведенной  спектральной  плотности, 
имеющей дисперсию, равную единице, предложил формулу [59] 
                                (4.2.1) 
Эта  формула  в  настоящее  время  является  общепризнанной  для  обсуждаемых 
расчетов.  Здесь L – масштаб  турбулентности,  характеризующий  средний  размер 
турбулентных вихрей,  образующих  порывы  неспокойного  воздуха,  а  параметр wt αt WΦΩ W53
AΦ Ω ~
Ω  Ω 

2
ww11226w
81+ 1.339LΩΦΩL3Φ Ω = =σπ1+ 1.339LΩ  

 48 
 – это  среднее  квадратическое  отклонение  скорости 
вертикального порыва. Величина масштаба турбулентности порядка . 
При построении модели атмосферной турбулентности, как всякой другой расчетной 
модели, принимаются некоторые правдоподобные допущения [59], основанные в большей 
или  меньшей  степени  на  здравом  смысле,  общефизических  соображениях,  а  также  на 
имеющихся (часто весьма скромных) экспериментальных материалах. 
Во-первых,  принимается,  что  приведенная  спектральная  плотность  скорости 
порывов  во  всех  турбулентных  зонах  на  данной  высоте  полета H остается  неизменной. 
Для  разных  высот  полета  структура  соотношения  (4.2.1)  также  остается  одной  и  той  же, 
несколько изменяется лишь величина масштаба турбулентности L. 
Во-вторых,  вся  турбулентность  в  целом  может  быть  «собрана»  в  виде  набора  зон 
турбулентности,  равных  по  своей  протяженности,  причем  интенсивность  порывов  в  них 
характеризуется  различным  для  каждой  зоны  значением .  В  этот  набор  входит  также 
большое число зон с нулевой турбулентностью, где . 
На  каждой  высоте H интенсивность  порывов  по  турбулентным  зонам  с  ненулевым 
значением имеет  некоторое  распределение ,  являющееся  сильно  убывающей 
функцией, выглядящей примерно так, как это показано на рисунке 4.2.2. 
 
Рис. 4.2.2. Распределение интенсивности порывов по турбулентным зонам 
Такое поведение этой функции отражает два важных обстоятельства. Во-первых, на 
постоянной  высоте  полета  зоны  более  интенсивной  турбулентности  встречаются 
значительно  реже,  чем  зоны  меньшей  интенсивности.  Во-вторых,  с  ростом  высоты  (
)  относительная  доля  зон  малой  интенсивности  возрастает. На  высоте 
крейсерского  полета  турбулентность  значительно  слабее  (практически  почти  не 
встречается), чем на малых высотах. 
Международный Комитет по Гражданской Авиации (ИКАО) для  функции  
рекомендует использовать [60] сумму экспонент 
                                     (4.2.2) 
 
где  коэффициенты p1 и b1 характеризуют  так  называемую  сильную  турбулентность,  а 
коэффициенты p2 и b2 – слабую  турбулентность.  Сумма p1 и p2 существенно  меньше 
единицы,  оставшаяся  доля  относится  к  условиям  практического  отсутствия 
турбулентности.  
Конкретные  значения  параметров p и b в  зависимости  от  высоты H, полученные,  в 
основном, как  результатт обобщения  зарубежных  исследовани,  а также  рекомендации  по 
величине масштаба турбулентности L в формуле (4.2.1) в зависимости от высоты полета H WWΩ
σ = D = Φ Ω dΩ L = 500 - 1000м wσ wσ = 0 wσ HWfσ 
H1
H2
Hf H 21H > H HWfσ 



22
2212
σσ--2b 2b12
12
pp2fσ = e + e ,π b b  

 49 
задаются регламентами ИКАО [60]. Эти же регламенты, не приводящие к противоречию с 
отечественными  данными  типа  рис. 4.2.2,  приняты  в  качестве  авиационного  отраслевого 
стандарта и в России. 
Отраслевой  стандарт  [62]  устанавливает  характеристики  турбулентности, 
влияющие  на  прочность  и  долговечность  конструкции  на  всех  стадиях  проектирования, 
испытаний  и  эксплуатации.  В стандарте  регламентирована  интегральная  повторяемость 
вертикальных  воздушных  порывов,  превышающих  вертикальную  скорость  заданной 
величины на 1 км пролетаемого самолётом пути, в зависимости от высоты полёта 
,                                            (4.2.3) 
где , w, Cw – параметры  интегральной  повторяемости  порывов,  зависящие  от  высоты 
полёта;  – общее  число  порывов  на  1  км  пути; F(w) – число  порывов  на  1  км  пути  с 
эффективной вертикальной скоростью, превышающей w. 
Приращение  вертикальной  перегрузки Δny в  центре  масс  самолёта  зависит  от 
вертикальной скорости порыва: 
,                                   (4.2.4) 
где  – индикаторная  скорость  полёта  на  высоте Hj ,  – плотность  воздуха  на  уровне 
моря, Gj – вес самолёта на j-м режиме полёта, Kj – коэффициент ослабления порыва [62]. 
Дискретная  модель турбулентности задана  кривыми  интегральной  повторяемости 
порывов на разных высотах. Непрерывная модель турбулентности описывается формулой 
(4.2.2).  В  результате  сопоставления  расчетных  и  экспериментальных  кривых  для 
некоторых  типов  пассажирских  и  транспортных  самолетов [61,67-72] (см.  рис. 4.2.3) 
установлено,  что  на  этапе  проектирования  самолета  применение  отраслевого  стандарта 
[62]  допустимо  и  не  противоречит  данным  летных  измерений.  При  этом  схема 
непрерывной атмосферной турбулентности по сравнению с дискретной дает более точную 
оценку  случайных  нагрузок,  действующих  на  самолет  в  предполагаемом  полете. 
Использование  результирующих  экспериментальных  кривых  приводит  к  погрешности  в 
оценке  случайных  нагрузок,  а  в  дальнейшем  и  ресурса  конструкции,  так  как  для  каждого 
типа  самолета  и  профиля  полета  кривые  интегральной  повторяемости  порывов  могут 
существенно  отличаться.  Порывы  на  высотах  до  3  км  вносят  основной  вклад  в  общее 
количество  случайных  порывов,  действующих  на  самолет  за  весь  полет.  Это  еще  раз 
подтверждает  тот  факт,  что  основное  усталостное  повреждение  конструкция  самолета 
получает  на  малых  высотах.  Поэтому  ресурс  самолета  слабо  зависит  от  длительности 
крейсерского полета, а прогнозирование ресурса более рационально делать по количеству 
взлетов-посадок. 
Для  сопоставления  на  рисунке  (4.2.4)  представлены  значения  интегральных 
повторяемостей перегрузок некоторых транспортных самолетов по данным работы [73]. 
 wCw
eFwF

0)( 0F 0F jj
крjyyKG
wSVCn2
0 jV 0  

 50 
 
Рис. 4.2.3. Кривые интегральной повторяемости порывов на 1 км пути в типовом полете 
самолета 
 
Рис. 4.2.4. Интегральная повторяемость приращения перегрузки 
в центре масс самолётов на воздушном режиме за один полет 
 
Второй  тип  «полетных»  нагрузок–маневренные  нагрузки,  связанные  с 
преднамеренным  изменением  траектории  движения  самолета,  а,  следовательно,  с 
изменением  аэродинамических  и  инерционных  сил  и  возникновением  переменных 
нагрузок на конструкцию. Однако для пассажирских самолетов эти нагрузки невелики, их   

 51 
мало,  и  они  являются  «событиями  второго  плана».  Как  правило,  они  не  учитываются 
отдельно,  а  просто  входят  в  общую  статистику  повторяемости  перегрузок.  Функция 
 «засчитывает»  эти  нагрузки  в  качестве  нагрузок  от  неспокойного  воздуха. 
Особенностью  этого  вида  нагрузок  является  то,  что  они  являются  следствием 
воздействий,  изменяющихся  относительно  медленно  не  только  по  сравнению  с  периодом 
колебаний  конструкции  как упругой  динамической  системы,  но  даже  с  периодом, так 
называемых, тангажных колебаний самолета как жесткого тела. Переменные маневренные 
нагрузки  не  связаны  с  колебательными  откликами  самолета  и  его  упругой  конструкции  и 
могут  рассматриваться  как  квазистатические.  Это  обстоятельство  существенно  упрощает 
определение  переменных  маневренных  нагрузок.  Правда,  упругость  (гибкость) 
конструкции  играет  свою  роль,  но  лишь  через  влияние  изменения  конфигурации  упругих 
несущих  поверхностей  на  распределение по  ним  аэродинамических  сил,  то  есть в  рамках 
статической аэроупругости. 
Кроме  указанных  нагрузок  возникает также переменное  нагружение  «стоянка – полет 
– стоянка»,  которое  присуще  функционированию  самолета  как  летательного  аппарата.  Этот 
цикл  не  может  быть  исключен из  числа  переменных  нагрузок. Переменная,  так  называемая, 
нагрузка функционирования неизбежно возникает на самолете, добавляя к нагрузкам стоянки 
и  горизонтального  полета  весомые значения (см.  рис. 4.2.1),  образуя  полетный  физически 
реализуемый цикл  «земля-воздух-земля» (цикл ЗВЗ), характеристики которого определяются 
наибольшей и наименьшей нагрузкой в одном полете. 
Достаточно сложная  картина  реального  нагружения существенно  упрощается на 
ранней  стадии  проектирования  самолета,  когда  «усталостный  анализ»  проводится 
расчетом.  В  этом  случае интерес  представляют  только  те критические  места,  которые 
оказывают  влияние  на  выбор  толщин  основных  силовых  элементов,  определяющих, так 
называемую  весовую  отдачу  спроектированной  конструкции.  Примером  таких 
критических  мест  являются  продольные  стыки  панелей  крыла  и  фюзеляжа.  Эти 
критические  места  составляют  лишь  незначительную  часть  общего  числа  критических 
мест.  Определение  же  усталостных  характеристик  множества  критических  мест, 
долговечность  которых  связана  с  обеспечением  безопасности  эксплуатации,  проводится 
на  более  поздней  стадии  создания  самолета  с  использованием  результатов  усталостных 
испытаний  натурного  экземпляра  конструкции,  практически  идентичного  экземплярам 
будущего парка летающих самолетов. 
При  многоцелевом применении  самолета  основным  «связующим  элементом» 
является  нагрузка  функционирования,  которая  на  каждом  из  режимов  выступает  в  роли 
некоторой  средней  нагрузки.  На  режиме  руления,  характеризующемся  малой  скоростью 
движения,  в  качестве  нагрузки  функционирования  обычно  принимается  стояночная 
нагрузка.  В  режиме  полета, в  качестве  нагрузки  функционирования  берется  нагрузка 
горизонтального  полета  (для  повышения  точности  можно  учесть  участки  полета  с 
выпущенными  закрылками,  предкрылками  и  другой  механизацией  крыла).  На  режимах 
разбега  и  послепосадочного  пробега  в  качестве  нагрузки  функционирования  для 
упрощения  принимается  единое  значение,  среднее  между  стояночной  и  полетной 
нагрузкой, хотя эти режимы можно (и даже следует) разбить на более мелкие участки, для 
которых  нагрузка  функционирования  будет  различной. На  среднюю  нагрузку 
накладываются  дополнительные  нагрузки,  возникающие  от  воздействия  неровностей 
аэродрома, от атмосферной турбулентности, маневренные нагрузки. 
Полетный  цикл  нагрузки  функционирования  для  крыла  характеризуется  большим 
размахом  (за  счет  полетной  смены  возникновения  и  исчезновения  на  крыле  основных 
аэродинамических  нагрузок).  Дополнительные  нагрузки,  хотя  они  и  имеют  меньшую 
величину, весьма многочисленны. В связи с этим, их вклад в накопление усталости велик, 
и, как правило, даже превышает вклад единственного за полет цикла функционирования. 
Для  фюзеляжа,  наоборот,  полетный  цикл  нагрузки  функционирования,  вызванный 
изменением  аэродинамических  нагрузок, имеет  очень  малый  размах  (из-за  практического wfσ  


    
Яндекс цитирования Яндекс.Метрика