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.
     52 
их  отсутствия  на  фюзеляже).  В  связи  с  этим,  определяющим  является  вклад  в  накопление 
усталости  дополнительных  нагрузок  (особенно,  нагрузок  при  движении  по  аэродрому)  и 
специфической  для  герметического  фюзеляжа  нагрузки  функционирования, 
представляющей собой переменное избыточное давление в фюзеляже при наборе высоты и 
снижении. 
Важно,  чтобы  при  дальнейшем  применении  к  описанию  последовательности 
циклов  нагружения  за  полет  в  целом  «метода  полных  циклов»  не  был  «утерян»  цикл 
«земля-воздух-земля»  (цикл  ЗВЗ),  экстремумами  которого  являются  наибольшая  и 
наименьшая нагрузки за полет. Для пассажирских и транспортных самолетов  усталостное 
повреждение  элемента  конструкции  за  типовой  полёт  есть  сумма  усталостного 
повреждения  от  случайных  нагрузок,  обусловленных  турбулентностью  атмосферы,  и 
повреждения от повторяющегося в каждом полёте цикла ЗВЗ. 
В  работе  [73]  рассматривается  методика  расчета усталостного  поврежедения от 
случайных  нагрузок. Каждый  этап  типового  полёта,  включающего  набор  высоты, 
крейсерский  полёт,  снижение  и  посадку,  разбивется по  времени  на  несколько  режимов  с 
постоянными  для  каждого  режима  скоростью,  высотой,  весами  самолёта  и  топлива  в 
крыле.  Общее  число  режимов  за  весь  типовой  полёт - r. Предварительно  определяются 
высота Hj, скорость Vj, веса самолёта Gj и топлива Gtj , пролетаемый путь Lj для каждого j– 
го  режима  полёта.  Число  порывов,  превышающих  скорость w,  составит с  учетом  (4.2.3), 
(4.2.4): 
, 
,                                   (4.2.5) 
. 
Вероятность превышения перегрузки Δny на j–м режиме: 
 
Плотность вероятности распределения приращений перегрузки 
. 
Вероятность попадания в интервал dΔny - . 
Поскольку  общее  число  перегрузок  на  режиме  равно ,  то  приращение  числа  циклов 
нагрузок: 
. 
Накопленное  на j–м  режиме  усталостное  повреждение  в  соответствии  с  линейной 
гипотезой суммирования усталостных повреждений равно: 
. 
В  соответствии  с  формулой  Одинга  эквивалентное  напряжение  отнулевого  цикла 
нагрузок на j-м режиме полёта: wjC
w
jjjeFLwF

0)( jj
крwjjynjKG
SCVCC2
0 nj
yC
n
jjyjeFLnF

0)( nj
yC
n
jj
yjyjeFL
nFnP


0
)()( nj
yC
n
njy
yjyjeCnd
ndPn


1)()( yyjndn)( jjFL0 yC
n
nj
jjndeC
FLdnnj
y

0 


N
nde
C
FL
N
dnDyC
n
nj
jjj
nj
y
0  

 53 
, 
где  – напряжение при единичной перегрузке на j-м режиме полёта: 
, ,                            (4.2.6) 
где ,  – эксплуатационные  изгибающий  момент  в  сечении  крыла  и  напряжение  в 
элементе  конструкции  от  этого  момента,  определённое  по  результатам  расчёта  общего 
напряжённого состояния крыла методом конечных элементов; 
 - изгибающий  момент  в  сечении  крыла  при  единичной  перегрузке  на j–м  режиме 
полёта; 
,  - веса самолёта и топлива в крыле на j–м режиме полёта; 
,   - веса  самолёта  и  топлива  в  крыле,  при  которых  выполнен  расчёт  изгибающих 
моментов; 
a(z),  b(z),  c(z) - параметры  зависимости  изгибающего  момента  от  весов  самолёта,  топлива 
в  консоли  и  веса  крыла  при  единичной  перегрузке  для  сечения  крыла  с  координатой z. С 
учётом  степенного  уравнения  кривой  усталости долговечность  при  регулярном 
нагружении: 
.                                 (4.2.7) 
Зависимость  для  расчёта  накопленного  повреждения на j–м  режиме  полёта  для 
дискретной схемы атмосферной турбулентности примет вид: 
.                  (4.2.8) 
Для  расчета  медианной  долговечности при  эксплуатационном  нагружении, 
запишем решение в терминах приращения перегрузки (накопленное повреждение примем 
равным 1): 
.                    (4.2.9) 
Для  расчета  функции  распределения  долговечности,  воспользуемся  нормальным 
законом  распределения  логарифма  долговечности  при  регулярном  нагружении: 
, где  примем  независимым  от  долговечности  и  равным  0,15. С 
учетом уравнения кривой усталости (4.2.7), получим: 
.                           (4.2.10) 
После подстановки в (4.2.9), получим: 
.                  (4.2.11) 
Программа численного  интегрирования  для расчета  эмпирической  функции 
распределения  долговечности (4.2.11) приведена  в  приложении 4.2.1 для j=1.  Там  же 
приведен  пример  расчета  применительно  к  повторяемости  приращений  перегрузок  для 
самолета  Ту-134  в  соответствии  с  рисунком 4.2.4,  который  обработан  методом 
наименьших  квадратов  для расчета параметров , ,  определяющих плотность 
распределения приращений перегрузок. )1(2yyjэ квnn j э
jэjM
M )()()(
00
zcG
GzbG
GzaM
t
tj
c
cjj эM э jM cjG tjG 0cG 0tG 2)1(2
m
yymjjnnAN 

yC
nm
yymjnj
jjjndennCA
FLDnj
y
20)1(2 

yC
nm
yymjjj
njэj
ndennFL
CAN
nj
y
20)1(2 NppSzNNlglglg NSlg NpSzm
yymjpjnnANlg10)1(22 


yC
nm
yymjjj
njSzA
pjэ
ndennFL
CN
nj
y
Np
20
lg
)1(2
10lg
 jF0 njC  

 54 
Усталостное  повреждение  от  случайных  нагрузок  на  всех  режимах i-го  типового 
полёта 
.                                          (4.2.12) 
В работе  [73]  условие  для  нахождения приращения  перегрузки  цикла  ЗВЗ, с 
учетом рекомендаций ЦАГИ, предлагается принять в следующем виде: 
=0,694.                                   (4.2.13) 
Максимальное напряжение в рассчитываемом элементе конструкции: 
, 
где  - среднее значение напряжения при единичной перегрузке на режимах полёта; 
- максимальная перегрузка; 
 - максимальное приращение перегрузки. 
В  качестве  минимального  напряжения  цикла  ЗВЗ  принимают  значение, 
соответствующее наземным режимам эксплуатации или пропорциональное : 
. 
Эквивалентное напряжение цикла ЗВЗ определяется по формуле Одинга: 
. 
Число  циклов  до  разрушения  при  регулярном  нагружении  с  этим  напряжением 
равно: 
. 
Усталостное повреждение от цикла ЗВЗ за один типовой полёт: 
. 
Суммарное усталостное повреждение за i-й типовой полёт составит: 
 .                                    (4.2.14) 
При блочном  нагружении  конструкции в  ресурсных  испытаниях  известна 
последовательность экстремумов силовых факторов, в частности изгибающих моментов, в 
каждом  сечении  крыла.  В  результате  схематизации  этой  последовательности  методом 
полных циклов может быть получено сочетание максимальных Mmaxi и минимальных Mmini 
изгибающих  моментов  и  число  циклов  их  повторения ni в  одном  блоке  программы  РИ. 
Эквивалентный отнулевой момент равен: 
. 
Изгибающий  момент,  вносящий  за  один  цикл  такое  же  усталостное  повреждение, 
как и блок нагрузок, равен: 
. 
Напряжение в элементе конструкции, соответствующее этому моменту, равно: 
. 
Усталостное повреждение за блок программы ресурсных испытаний составит: 
. 
Разработанная  методика  позволяется обосновать долговечность регулярных  зон 
крыла пассажирского  или  транспортного самолёта  при  многоцелевом  применении  по 
результатам ресурсных испытаний. 

k
jjслDD
1 nj
звзyC
nr
jjjeFL
max
10

 зв зyсрзв зnmaxmax ср зв зyзв зynnmax1max зв зynmax ср срзв зtmin )(maxmaxtnnзв ззв зсрзв з
экв звзyзвз
CN
max зв ззв зND/1 зв зслiDDD )(minmaxmax0iiiiMMMM mmiiэквMnM/1
0 э квэ
ээ квMM
 CDmэ квисп/  

 55 
4.3. Эксплуатационная нагруженность планера маневренного самолета 
 
Оценка  долговечности  несущих  элементов  авиационных  конструкций    невозможна 
без  проведения  анализа  нагрузок,  действующих  на маневренный самолет  в  процессе 
эксплуатации. Для  оценки  уровня  эксплуатационной  нагруженности  маневренных 
самолетов  в  качестве  силового  фактора  на  практике  широко  используются  значения 
вертикальных перегрузок, зафиксированных в центре тяжести самолета. Вполне очевиден 
тот факт, что основными причинами появления отказов в элементах силовой конструкции 
высокоманевренного  самолета:  усталостная  трещина,  хрупкое  разрушение  или 
недопустимая  пластическая  деформация,  являются  периодические  полетные  нагрузки  от 
маневрирования самолета. Уровень нагруженности силовой конструкции при выполнении 
самолетом  того  или  иного  маневра  может  быть  охарактеризован  повторяемостью  и 
величиной  вертикальных  перегрузок  в  центре  тяжести  данного  самолета.  На  самолетах 
повторяемость  вертикальных  перегрузок  и  их  величина,  наряду  с  другими  параметрами 
полета,  фиксируется с  помощью  бортовых  регистраторов типа  К9-51  и  САРПП-12.  При 
этом информация  о  нагруженности  самолетов,  полученная  с  помощью  бортовых 
регистраторов  является  наиболее  объективной,  а  иногда    единственно-возможной  и 
доступной  для  проведения  анализа  нагруженности.  При  обработке  полетных  данных  с 
помощью ЭВМ можно с высокой точностью определить, сколько и каких перегрузок было 
реализовано  самолетом  во  время  полета.  Погрешность  регистрации  вертикальной 
перегрузки  составляет  не  более 5%  от  максимального  диапазона  изменения  параметра. 
Применяемые дешифраторы, позволяют получать экстремумы вертикальных перегрузок с 
точностью 1%. 
Периодическая  оценка  эксплуатационной  нагруженности  парка  маневренных 
самолетов  свидетельствуют  о существенных  отличиях  по  наработке и  уровню 
нагруженности  отдельных экземпляров парка. Для  построения  адекватной  модели 
прогнозирования долговечности отдельных ресурсоограничивающих зон (РЗ) необходимо 
учитывать  такого  рода  различия.  В  частности,  существуют  немногочисленные  группы, 
средняя  нагруженность  которых  превосходит  нагруженность  большинства  самолетов 
парка.  Как  показывает  практика,  состав  высоконагруженных  групп  в  течении  времени 
может меняться, но их численность (около  10-15% от  общей численности парка) остается 
постоянной.  Из  общего  числа  самолетов  парка  всегда  могут  быть  выделены  отдельные 
группы,  каждая  из  которых  образована  самолетами  с  равным  или  близким  уровнем 
эксплуатационной нагруженности. Таким образом, разделяя парк маневренных самолетов 
по  уровню  эксплуатационной  нагруженности,  могут  быть  образованы  две  различных  по 
численности и характеру эксплуатации группы: 
1. Слабонагруженная  группа  (А).  В  эту  группу  входит  большинство    самолетов 
строя, выполняющих типовые полетные задания. Нагруженность таких самолетов не 
превосходит заданный средний уровень. 
2. Высоконагруженная группа (В) или лидеры. Эту группу образуют самолеты, перед 
которыми  ставятся  задачи  по  участию  в  показательных  выступлениях;  пробная 
реализация  новых  фигур  высшего  пилотажа;  освоение  и  отработка  новых  бортовых 
комплексов вооружения и т.д. 
Такое  деление  весьма  условно,  поскольку  внутри  каждой из  групп  также  может 
существовать разброс средней нагруженности отдельных самолетов. Однако, в результате 
такого  деления,  рассеяние параметров нагруженности  каждой  из  групп,  а,  следовательно, 
и  рассеяние  параметров  долговечности  несущих  элементов  конструкции  будет 
существенно  меньшим,  чем  общее  рассеяние  для  двух  групп.  Таким  образом,  априорно 
можно утверждать, что 
,  BAобщ  

 56 
где  - коэффициенты  вариации  уровня  нагруженности; ,, - 
среднеквадратические отклонения и ,, - средние значения уровня нагруженности 
для каждой из групп (A, B) и всего парка в целом. 
Средняя долговечность несущих элементов силовой конструкции планера самолетов 
группы  будет  существенно  меньше  средней  долговечности  тех  же  конструктивных 
элементов  в  группе .  Высокая  нагруженность  самолетов  группы  и, как  следствие, 
повышенный износ и возрастающая во времени интенсивность отказов элементов силовой 
конструкции  планера,  позволяют  рассматривать  отдельные  экземпляры  группы  в 
качестве  испытательных  стендов.  Такие  самолеты  принято  называть  самолетами-
лидерами.  На  основе  оценки нагруженности  самолетов-лидеров,  а  также  вероятностного–
статистического  анализа  их  отказов,  можно  построить  модель  прогнозирования 
долговечности  несущих  элементов  конструкции, как  для  самолетов  группы , так  и  для 
самолетов группы . 
Для  оценки  среднего  уровня  реальной  эксплуатационной  нагруженности  и 
выявления  характерных  закономерностей  каждой  из  вышеназванных  групп, 
воспользуемся  данными  замеров  и  дешифровки  вертикальных  перегрузок в  центре 
тяжести  маневренных  самолетов.  Замеры  вертикальных  перегрузок  проводились  с 
помощью  штатных  бортовых  регистраторов.  Полеты  выполнялись  в  период  1998-2000г.г. 
отечественными  и  зарубежными  летчиками.  Рассмотрим  ситуацию,  когда  исходные 
данные по нагруженности как для самолетов-лидеров, так и для рядовых самолетов парка, 
поступающие  из  эксплуатации,  представляют  собой  выборки  лишь  максимальных  и 
минимальных  значений  вертикальных  перегрузок  за -тый  полет, 
продолжительностью . Оценка  среднего  уровня  нагруженности  самолетов  для  обеих 
групп  была  проведена [26] по  1447  полетам    суммарной  продолжительностью  1168,5 
часов.  При  этом  1345  полетов с  суммарной  продолжительностью  1097,5  часов, было 
выполнено  самолетами  группы ,  а  самолеты  группы  совершили  102  полета  общей 
продолжительностью  71  час.  Перед  проведением  статистического  анализа,  из 
рассмотрения  были  исключены  только  4  не типовых  полета  продолжительностью  6,31
6,57  часов  каждый. Основные  статистические  характеристики  выборок  исходных 
представлены в таблице 4.3.1. 
Результаты  измерений  показали  существенные  различия  реального  уровня 
нагруженности  и  продолжительности  полетов  самолетов  строя  (группа )  и  лидерных 
объектов  (группа).  Так,  для  большинства  полетов  самолетов-лидеров  максимальная 
перегрузка,  реализуемая  в  полете,  больше  (в  среднем ),  в  то  время 
как,  большинство  рядовых  самолетов  парка  (80,2%  из  общего  числа  полетов  и  86,4%  от 
суммарной  продолжительности),    наоборот,  выполняли  полеты  с  максимальной 
вертикальной перегрузкой не более  (в среднем ). 
Таблица 4.3.1. Основные статистические характеристики выборки значений 
вертикальных перегрузок маневренных самолетов по 1447 полетам 
 колJво=
значений=
Среднее=
значение=
мин.=
значение=
макс.=
значение=
коэф. 
вариации=
Группа А=общее время налета группы 1097,5 часов=
=1345=0,35=J0,80=1,20=0,69=
=1345=3,63=1,20=7,50=0,37=
Группа В=общее время налета группы 71час=
=102=0,19=J1,60=1,00=2,42=
=102=6,35=4,80=8,00=0,12=a/ A B общ Aa Ba общa B A B B B A maxiyn miniyn i it A B  A B 0.5maxByn 35.6maxyn 0.5maxAyn 63.3maxAyn minyn maxyn minyn maxyn  

 57 
Необходимо  отметить,  что  существенных  различий  между  минимальными 
значениями  вертикальных  перегрузок,  реализуемых  в  полете  самолетами-лидерами  и 
самолетами  строя  нет.  Значимый  диапазон  минимальных  вертикальных  перегрузок  в 
центре тяжести маневренного самолета независимо от группы нагруженности находится в 
интервале . В соответствии с исходными данными, в среднем, время одного полета 
слабонагруженного  самолета  в  1,52,0  раза  выше  среднего  времени  одного  полета 
самолета-лидера. 
Поскольку  оценку  уровня  накопленных  усталостных  повреждений  в  несущих 
элементах  авиационных  конструкций  принято  проводить  с  помощью  корректированной 
линейной  гипотезой  суммирования  повреждений,  то  для  удобства  дальнейших 
вычислений,  будем  считать,  что  нагруженность  маневренного  самолета  определяется 
повторяемостью эквивалентной вертикальной перегрузки, или эквивалентного отнулевого 
цикла, определяемого парой экстремумов  и  [74]: 
;                  (4.3.1) 
где ;   ; ,  – константы, 
зависящие от материала, типа конструкции и других факторов.  
По  аналогии  с  [74],  примем .  Другими  словами,  будем  считать,  что 
нагруженность  самолета  в -том  полете  можно  охарактеризовать  эквивалентным 
отнулевым  циклом  с  максимумом  равным .  Основные  статистические  характеристики 
выборочных совокупностей  приведены в таблице 4.3.2. 
Таблица 4.3.2. Основные статистические характеристики выборочных совокупностей 
значений  для каждой из групп 
 колJво=
значений=
Среднее=
значение=
мин.=
значение=
макс.=
значение=
коэф. 
вариации=
Группа А=общее время налета группы 1097,5 часов=
=1345=3,45=0,69=7,50=0,40=
Группа В=общее время налета группы 71час=
=102=6,25=4,60=8,76=0,14=
=
Эмпирические  функции  распределения  значений  эквивалентной  вертикальной 
перегрузки  для полетов самолетов-лидеров и рядовых самолетов парка на нормальной 
вероятностной диаграмме приведены соответственно на рисунках 4.3.1, 4.3.2. 11;  maxyn minyn 











00
002
0
1
1
maxy
maxymymyay
mymaxyminymaxyэ к вy
nпри,
n,nпри,nbn
nпри,nnn
n
 2/nnnminymaxyay 2/nnnminymaxymy 750250.. 11b 2050.b,. i эквyn эквyn эквyn эквAyn эквyBn эквyn  

 58 
Соответствие  нормальному  закону  распределения  выборок  значений  эквивалентной 
вертикальной  перегрузки  было  подтверждено  с  помощью  критерия  согласия 
Колмогорова-Смирнова для  уровня значимости  (критическое значение критерия: 
 [29]). Расчетные статистики критерия Колмогорова-Смирнова для выборочных 
совокупностей  для  группы  и  для  группы  соответственно  равны:  и 
. 
На основании  статистического  анализа  представительных  выборок  значений 
эквивалентных  вертикальных  перегрузок,  для  каждой  из  групп  (А и В),  были  определены 
максимальные, средние и минимальные значения эквивалентной вертикальной перегрузки 
 в зависимости от продолжительности полета самолета: 
для самолетов группы А: 
верхняя граница:  ;                                               (4.3.2) 
средние значения: ;                                           (4.3.3) 
нижняя граница: .                                                (4.3.4) 
для самолетов группы B: 
верхняя граница:  ;                                               (4.3.5) 
средние значения: ;                                             (4.3.6)  
нижняя граница: .                                                (4.3.7) 
Далее  на  основании  реальной  эксплуатационной  нагруженности  по  984  полетам, 
суммарной  продолжительностью  867  часов  для  маневренных  самолетов,  были  построены 
графики (рис. 4.3.3)  и  определены  корреляционные  зависимости,  характеризующие 
изменение  числа  повторений Ht эквивалентных  вертикальных  перегрузок,  реализованных 
на  отрезке ,  для  полета  продолжительностью  один  час.  Сплошные  линии  на 
рис.4.3.3 были  получены  аппроксимацией  данных  летного  эксперимента  с  помощью 
метода  наименьших  квадратов.  Системы  уравнений,  описывающие  изменение  значений 
типовой  повторяемости  эквивалентных  вертикальных  перегрузок  в  центре  тяжести 
рядовых самолетов строя и самолетов-лидеров имеют соответственно вид: 
Рис. 4.P.1=Рис. 4.P.2=эквyn 05.0 89.005.0 A B 0641.0AD 0863.0BD 86.4)ln(4.1maxпэквyTn 168241.Tln.nПэквyA 854.0)ln(38.0minпэквyTn 74.5)ln(78.0maxпэквyTn 9287750.Tln.nПэквyB 93.4)ln(67.0minпэквyTn э кв
y
э кв
ynnmaxmin; эквyn  

 59 
 ,                 (4.3.8) 
 .                 (4.3.9) 
Системы  уравнений  (4.3.8)  и  (4.3.9)  характеризуют  повторяемость  эквивалентных 
вертикальных  перегрузок  в  центре  тяжести самолетов  групп А и В на  один  типовой  час 
полета  соответственно.  Значения  эквивалентных  вертикальных  перегрузок  рядовых  и 
лидерных  самолетов  парка  соответствуют  полному  полетному  спектру  эксплуатационной 
нагруженности  самолетов  данного  типа.  В  связи  с  этим,  полученные  зависимости  могут 
быть  использованы  для  дальнейшего  построения  модели  прогнозирования  ресурса 
элементов  силовой  конструкции  маневренных  самолетов  в  условиях  эксплуатации  по 
техническому  состоянию. На  рисунке 4.3.4 представлены  кривые  повторяемости  для 
обеих групп нагруженности. 
 
группа А                                                              группа В 
Рис. 4.3.3. Типовая повторяемость положительных эквивалентных вертикальных 
перегрузок маневренного самолета на 1 час полета  
 







86   если   ,108
 6;0   если   ,3.103
19.372
943.0
1
э квyn
At
э квyn
At
neH
neH
эквy
эквy 







max8   если   ,10
 8;0   если   ,135
25.4142
67.0
1
э квyn
Bt
э квyn
Bt
neH
neH
эквy
эквy  

 60 
 
Рис. 4.3.4. Повторяемость положительных эквивалентных вертикальных перегрузок 
маневренного самолета на 1 час полета 
 
Уравнения  (4.3.8), (4.3.9)  образуют  несложную  алгоритмическую  схему 
формирования модели нагруженности маневренного самолета (рис. 4.3.5). Таким образом, 
зная к какой именно группе (А или В), принадлежит данный самолет, можно с приемлемой 
точностью  определить:  сколько  и  каких  эквивалентных  перегрузок  реализовано  им  в 
полете продолжительностью . 
 
Рис. 4.3.5. Формирование модели нагруженности самолета 
 
4.4. Определения эквивалентной часовой наработки маневренных самолетов 
 
Для  построения  адекватной  модели  накопления  повреждений  в  несущих  элементах 
конструкции  маневренного  самолета,  в  условиях  эксплуатации  по  техническому 
состоянию, наряду  с  фактической  или  прогнозируемой  нагруженностью,  необходимо 
учитывать  и  предысторию  нагружения    конструкции.  Данная  ситуация  осложнятся  тем, 
что некоторые самолеты могут мигрировать из группы А в группу В и наоборот. При этом 
для  элементов  силовой  конструкции  самолетов,  назначенный  ранее  ресурс  и  темпы  его 
выработки,  традиционно  рассчитываются  в  часах  фактического  налета. Часовая 
нагруженность  силовой  конструкция  планера  самолета-лидера  будет  существенно 
превышать  нагруженность  рядового  самолета  строя.  Следовательно,  при  том  же  часовом ПT  

 61 
налете,  накопление  усталостных  повреждений  в  конструкции  сильно  нагруженного 
самолета группы В будет происходить значительно интенсивнее, чем в конструкции слабо 
нагруженного  самолета  группы А.  Поэтому  отказ – достижение  критического  уровня 
усталостных  повреждений  в  элементах  конструкции  самолета-лидера  произойдет  гораздо 
раньше,  чем  на  рядовом  самолете  строя.  В  связи  с  этим,  данный  подход  требует 
дополнительного  преобразования  наработок  одной  из  групп  с  учетом  уровня  ее 
нагруженности  (повреждаемости),  т.е.  приведения  значений  полетных  наработок  обеих 
групп к одной и той же системе отсчета времени. 
Предположим,  что  в  ходе  целевого  осмотра  конструкции  слабонагруженного 
самолета  в  одном  из  ее  элементов  обнаружен  отказ – усталостное  повреждение.  В 
соответствующих  документах  (формуляре)  самолета  при  этом  фиксируется  фактическая 
полетная  наработка  данного  самолета  (элемента)  на  отказ,  обозначим  ее  как .  Тогда 
усталостное  повреждение  того  же  элемента  конструкции,  но  на  самолете-лидере, 
произойдет при наработке: 
,                                                (4.4.1) 
где  - безразмерный  коэффициент  форсирования,  учитывающий  различия  в 
нагруженности самолетов-лидеров и рядовых самолетов строя. 
В  реальной  эксплуатации  не  исключены  ситуации,  при  которых  или 
.  Случай,  когда  означает,  что  один  или  оба  самолета  перешли в 
противоположную  группу  нагруженности.  Поскольку  таких  переходов  самолета  из 
группы  в  группу  на  протяжении  всего  срока  службы  может  быть  несколько,  то  значения 
коэффициента  при  дальнейшем  моделировании    удобнее  принимать как  из  диапазона 
,  так  и ,  не  меняя  при  этом  формальную  принадлежность  самолета  к  той 
или  иной  группе  нагруженности.  Другими  словами,  если  самолет-лидер  совершил 
несколько  слабонагруженных  полетов,  то  он  не  переходит  автоматически  в  группу 
рядовых  самолетов  парка,  а  остается  самолетом-лидером.  Аналогично – для  ситуации, 
вызванной  нестандартным  поведением  рядового  самолета  строя.  В  первом  и  во  втором 
случае  коэффициент  форсирования  будет  принимать  значения  из  полуинтервала 
. Поскольку  отказы  несущих  элементов  конструкции  происходят,  в  первую 
очередь,  на  самолетах-лидерах,  то  задача  сводится  к  определению  наработки  рядового 
самолета  строя,  которая  эквивалентна  эксплуатационной  наработки  самолета-лидера. 
Выражение (4.4.1) в этом случае записывается в виде: 
 или                             (4.4.2) 
Таким образом, при известной наработке самолета-лидера  на отказ либо за полет, 
дальнейшая  задача  моделирования  сводится  к  нахождению аналитической  зависимости 
для  коэффициента  форсирования ,  характеризующего  величину  эксплуатационной 
нагруженности самолета. 
Рассмотрим  методику,  которая  позволит  перейти  от  часовой  наработки  самолетов-
лидеров  к  эквивалентной  часовой наработке  слабонагруженных  экземпляров  парка,  т.е. 
позволит определить коэффициент форсирования . 
Наработка  (эквивалентная  наработка),  выраженная  в  часах  налета,  является  мерой 
расходования  ресурса  планера  самолета,  назначенного  в  часах.  Например,  если 
назначенный ресурс до первого ремонта составляет 1000 часов, то рядовой самолет строя, 
имеющий  на  данный  момент  наработку  348  часов  и  совершивший  полет  с  наработкой  2 
часа,  должен  быть  отведен  в  ремонт  через  время  часов.  Если 
самолет-лидер,  так  же  имеющий  налет  348,  совершит  полет  продолжительностью  2  часа, 
то,  из-за  повышенной  эксплуатационной  нагруженности,  эквивалентная  наработка  за 
данный  полет  составит,  например,  6  часов,  и  самолет  должен  будет  отведен  в  ремонт At AFBtKt1 1FK 1FK 10FK 10FK FK 1FK 10FK 10FK BFAtKt BFэквtKT Bt FK FK 650)2348(1000t  


    
Яндекс цитирования Яндекс.Метрика