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.
     82 
В таблице 4.5.5 представлены результаты аналогичных расчетов, но выполненные на 
основании обобщения по 5-ти ресурсоограничивающим зонам, что позволило значительно 
увеличить  объем  и  информативность  выборочной  совокупности  и  расширить  диапазон 
вероятностей с 1 до 99% для оценки квантилей распределения наработки до отказа. 
На  рисунке 4.5.2  показаны:  эмпирическая  функция  распределения  наработки  до 
отказа,  построенная  по  этим  обобщенным  данным,  а  также  ее  оценка  гипотетической 
логарифмически  нормальной  функцией  распределения  с  95%-ной  доверительной 
областью (по данным таблицы 4.5.5). 
Таким  образом,  в  результате  выполненных  расчетов  можно  утверждать,  что  оценки 
нижних  доверительных  границ  для  квантиля  уровня  0,05  распределения  наработки  до 
отказа  а,  следовательно,  оценка  времени  начала  технического  осмотра,  существенно 
отличаются  для  каждой  ресурсоограничивающей  зоны.  Это  во  многом  подтверждает 
необходимость  индивидуального  подхода  к  анализу  усталостных  свойств  конструкции 
наиболее  ответственных  РЗ.  Уровень  значений  этих  оценок  зависит  от  величин  оценок 
среднеквадратического отклонения и среднего, объема выборки для данной зоны, степени 
ее  цензурирования.  Субъективными  факторами  являются  выбранный  уровень 
доверительной  вероятности  и  уровень  квантиля  распределения  для  назначения 
характеристик  технического состояния  элементов  конструкции.  Это  означает,  что  нет 
необходимости  в  одновременной  начальной  проверки  технического  состояния  всех 
ресурсоограничивающих зон, но  уровень  рассеяния  наработки  до  отказа  в  зонах Z2 и Z21 
предполагает  наличие  допустимых  повреждений  в  этих  зонах  уже  в  самый  начальный 
период  эксплуатации  самолетов.  Очевидно,  что  с  изменением  объема  поступающей 
информации по летным испытаниям самолетов данного типа могут меняться и сделанные 
выводы, но методика их обоснования остается неизменной. 
 
Таблица 4.5.4. Расчетные оценки параметров , квантилей распределения , верхних 
 и нижних  95%-ных доверительных границ наработки  
до отказа для 5-ти ресурсоограничивающих зон 
 
№ РЗ===Оценки,=
час=
Вероятность, =
0,05=0,N=0,P=0,R=0,T=
Z2 3.92 0.684 
 2843 4248 9979 18603 37626 
 623 1105 3640 8312 18981 
 2 9 134 856 5042 
Z3 3.66 0.372 
 2350 2951 4799 6866 10328 
 1107 1511 2890 4529 7097 
 117 215 761 1789 3996 
Z7 3.65 0.361 
 2343 2925 4697 6659 9908 
 1135 1535 2879 4450 6879 
 136 244 815 1843 3969 
Z21 3.83 0.503 
 3016 4083 7785 12478 21174 
 1003 1527 3668 6731 12351 ,a ptˆ putˆ pltˆ aˆ ˆ P putˆ ptˆ pltˆ putˆ ptˆ pltˆ putˆ ptˆ pltˆ putˆ ptˆ  

 83 
 29 69 425 1461 4740 
Z33 3.52 0.331 
 1599 1983 3145 4430 6554 
 939 1239 2208 3295 4916 
 280 438 1096 2021 3550 
 
Таблица 4.5.5. Расчетные оценки параметров , квантилей распределения , верхних 
 и нижних  95%-ных доверительных границ наработки до отказа по результатам всех 
испытаний ресурсоограничивающих зон 
 
№ 
РЗ=
==Оценки,=
час=
Вероятность, =
0,01 0,05 0,10 0,30 0,50 0,70 0,90 0,95 0,99 
1-5 3,18 0,295 
 421 631 786 1266 1807 2655 4822 6488 11418 
 311 494 633 1059 1513 2162 3618 4633 7365 
 197 347 467 853 1263 1815 2940 3669 5508 
 
 
 
 
Рис. 4.5.2. Эмпирическая функция распределения наработки на отказ и ее оценка 
гипотетической логарифмически нормальной функцией распределения с 95% - ной 
доверительной областью 
 pltˆ putˆ ptˆ pltˆ ,a ptˆ putˆ pltˆ aˆ ˆ P putˆ ptˆ pltˆ  

 84 
В  таблице 4.5.5 на  основании  обобщения  данных  наблюдений  по  5-и  РЗ, 
представлены нижние границы квантилей – 197 часа (0,01) и 347 часов (0,05) при 
оценках среднего и среднеквадратического отклонения логарифма наработки до отказа 
=3,18  и =0,295.  Достаточно  большой  объем  выборочной  совокупности  при  получении 
этих  оценок  и  малая  степень  цензурирования  выборки  позволяет  принять  эти  оценки  в 
качестве  достоверного  уровня  начала  осмотра  технического  состояния  самолетов,  тем 
более что отказы наблюдались при больших наработках. При этом не следует забывать об 
отмеченных  выше  индивидуальных  особенностях  в  плане  меньшей  или  большей 
надежности  каждой  ресурсоограничивающей  зоны.  Периодичность  осмотра  технического 
состояния  самолета  в  значительной  степени  определяется  свойствами  живучести 
конструкции тех РЗ, которые имеют минимальные периоды роста  усталостных трещин от 
начального  размера  до  критического.  Необходимо  отметить,  что  в  РЗ  на  момент 
проведения  целевого  осмотра  уже  может  существовать  усталостное  повреждение,  но  оно 
или  еще  слишком  мало  и  не  может  быть  обнаружено  имеющимися  средствами  контроля 
или,  благодаря  свойствам  живучести  конструкции  данной  РЗ,  не  может  рассматриваться 
как  ее  отказ.  При  отсутствии  характеристик  живучести  вычисление  показателей 
распределения  рассмотренных  выборочных  совокупностей  представляется  актуальной 
задачей,  решение  которой  позволяет  определить  целый  ряд  параметров  технического 
состояния  элементов  авиационных  конструкций  и  является  основой  для  последующего 
расчета  характеристик  трещиностойкости  и  живучести  элементов  авиационных 
конструкций. 
Следует  отметить,  что  недопустимым  является  эксплуатация по  техническому 
состоянию  «слабых»,  с  точки  зрения сопротивления усталости РЗ  без  проведения  в  них 
доработок, направленных на увеличения показателей долговечности. Это объясняется тем, 
что  в  реальной  эксплуатации  может  возникнуть  ситуация,  когда  продолжительность 
полета  самолета  может  превышать  или  быть  равной потребному  временному  интервалу 
целевого  осмотра  для  данной  РЗ.  Таким  образом,  данные  летных  испытаний  и 
проведенный  по  ним  вероятностный  анализ  могут  служить  обоснованием  проведения 
целевой  модернизации  таких  ресурсоограничивающих  зон  планера  высокоманевренного 
самолета,  с  целью  увеличения  характеристик сопротивления усталости.  При  этом  до 
момента  осуществления  модернизации  зон,  имеющих  непродолжительные  интервалы 
гарантированно-безопасной  наработки,  эксплуатация  самолетов,  имеющих  такие  зоны, не 
приостанавливается, но имеет ограничения по ряду очевидных параметров (время полета, 
уровень  нагруженности  и  т.д.)  с  условием  ужесточения  разрешающих  дальнейшую 
эксплуатацию критериев очередного контроля. 
В  результате  проведенного  статистического  анализа  нагруженности  маневренных 
самолетов  обработано  1447  полетов  различной  интенсивности  с  суммарной 
продолжительностью  1168,5  часов;  из  них  1345  полетов  (1097,5  часов)  принадлежало 
рядовым  самолетам  строя  и  102  полета  (71  час) — самолетам-лидерам.  В  качестве 
параметра, характеризующего  нагруженность  самолета  в  полете  используются значения 
максимальных  и  минимальных  вертикальных  перегрузок  и  расчетные  значения 
эквивалентной  вертикальной  перегрузки. Характер  рассеяния  значений  эквивалентной 
вертикальной  перегрузки  для  каждой  из  групп  нагруженности  показывает,  что,  несмотря 
на  большие  объемы  выборок  и  широкий  диапазон  данных  по  времени  одного  полета  (от 
10  мин  до  3-х  часов),  функциональная  зависимость  вида  не  может  быть 
установлена  без  дифференцированного  статистического  анализа  совокупности  значений 
,  каждой  группы. Вероятностно-статистический  анализ  каждой  из  трех  областей 
значений  для  группы  и  четырех  областей  значений  для  группы , 
показывает,  что  рассеяние  эквивалентной  перегрузки  относительно  среднего  внутри 
каждой  области  значений  является  несущественным.  Значения  коэффициента P P aˆ ˆ )t(nэквy эквyn )t(nэквyA A )t(nэквyB B эквyn  

 85 
вариации  для  группы  находятся  в  интервале ,  а  для  группы  - в 
интервале . 
Полученные  в  результате  статистического  анализа  оценки  характеристик 
нагруженности,  позволяют  для  каждой  из  групп А и В, получить  аналитические 
зависимости  для  определения  максимальных,  минимальных  и  средних  значений 
эквивалентной вертикальной перегрузки  в зависимости от продолжительности полета 
самолета  маневренного  самолета по  уравнениям (4.3.2)-(4.3.7), а повторяемость 
эквивалентных  вертикальных перегрузок  в  центре  тяжести  маневренных  самолетов  групп 
А и В на  один  типовой  час  полета  соответственно по  системам  уравнений  (4.3.8),  (4.3.9). 
Следовательно,  если  известно  к  какой  именно  группе: А или В,  принадлежит  данный 
самолет,  определяется:  сколько  и  каких  эквивалентных  перегрузок  реализовано  им  в 
полете продолжительностью . 
 
4.6. Моделирование условной часовой повреждаемости элементов авиационных 
конструкций 
 
Для  оценки  уровня  эксплуатационной  нагруженности  и  последующего  расчета 
остаточного  ресурса  элементов  несущей  конструкции  современных  маневренных 
самолетов,  в  эксплуатирующих  организациях  принято  использовать  расчетную  величину 
условной  часовой  повреждаемости  (УЧП).  Под  термином условная часовая 
повреждаемость обычно  понимают  меру  расходования  ресурса  данного  элемента 
конструкции  за  один  час  нагружения  или  эксплуатации.  Если  начальный  ресурс -го 
элемента конструкции есть , то  остаточный ресурс данного элемента после -го блока 
нагружения (полета самолета), можно представить в виде рекурсивного выражения:   
                                          (4.6.1) 
или для  величины УЧП:  
,                                              (4.6.2) 
где - остаточный  ресурс -го  элемента  после  реализации  ()-блоков  нагружения; 
- условная  часовая  повреждаемость -го  элемента  конструкции  за -й  блок 
нагружения;  и -постоянные  коэффициенты;  - ресурс -той  РЗ, 
израсходованный  за  предыдущие  ()- блоков  нагружения.  Будем  считать,  что , 
т.е. после первого блока нагружения остаточный ресурс -го элемента конструкции равен 
. A 30.014.0A B 33.011.0B эквyn ПT i *iT j 1211ijtij
ijijRkTkT ijij
ijijRkT
Tk
2
11
 1ijT i 1j tij i j 1k 2k 11ij*iijTTR i 1j 00iR i 1
11t
*ii
TkT  

 86 
 
Рис.4.6.1. Схематичное изображение зависимости между УЧП и ресурсом i-го элемента 
На  рис. 4.6.1  схематично  показаны  кривые  остаточного  и  израсходованного ресурса i-ой 
РЗ  в  зависимости  от  изменения  величины .  Кривые  имеют  ось  симметрии, 
соответствующую  50%  (равновесной)  условной  часовой  повреждаемости -го  элемента 
конструкции. 
На  основании  линейной  гипотезы  суммирования  повреждений  и степенной  формы 
уравнения  кривой  усталости,  выражение  для  определения  УЧП -го  элемента 
конструкции можно записать в виде: 
,                                     (4.6.2) 
где  - дифференциальная  повторяемость  силового  фактора  -го  уровня  (в 
приведении к 1 часу нагружения); 
 - нагрузка (напряжение) -го уровня, действующая на -й элемент конструкции с 
продолжительностью (один час); 
- показатель степени уравнения кривой усталости -го элемента конструкции. 
Дифференциальная  повторяемость  вертикальных  перегрузок  определяется 
как количество нагрузок , максимальное значение которых находится внутри заданного 
интервала  ().  Границами -го  интервала  служат,  соответственно,  нагрузки  и 
 (нагрузки  расположены  в  порядке  возрастания).  Шаг  (размах  интервала) 
,  определяющий  количество  уровней    нагрузок  (),  произволен, 
однако,  будет  ограничено  точностью  аппаратуры,  фиксирующей  нагрузки ,  а 
–требованиями, предъявляемыми к точности получаемых результатов. 
Предположим,  что  на  выходе  аппаратуры,  фиксирующей  нагрузки  элемента 
конструкции ,  выдается  информация  в  виде  интегральной  повторяемости  нагрузок 
.  То  есть повторяемость  нагрузок -го  уровня,  действующих  в  данном  блоке 
нагружения,  определяется  как  суммарное  количество  значений  нагрузок,  максимальная tij i i 

n
k
mkktiti)t(p)p(f
1
 kt)p(f p k k)t(p k i t im i kt)p(f p 1k;k k kp 1kp kkppp1 n n...k1 maxp p minp kp q kt)p(H k  

 87 
величина  которых  превышает  или  равна  нагрузке . При  этом,  если  нагружение 
элемента конструкции состоит из -блоков, то, очевидно, что интегральная повторяемость 
данного  элемента  по  всем -блокам  нагружения  будет  определяться  поинтервальным 
суммированием значений интегральных повторяемостей нагрузок для каждого уровня :  
,                                   (4.6.3) 
где - суммарная  интегральная  повторяемость  нагрузок  для  каждого  уровня  
по -блокам нагружения; 
- интегральная повторяемость нагрузок  -го уровня в -том блоке нагружения 
. 
В  некоторых  случаях  бывает  удобно  рассматривать  интегральную  повторяемость 
нагрузок , приведенную к часу действия нагрузки :  
 ,                                              (4.6.4)  
где -суммарная  часовая  продолжительность -блоков  нагружения; - 
продолжительность -го блока нагружения. 
Тогда,  часовая  дифференциальная  повторяемость  нагрузок, -го  уровня 
будет определяться из уравнения: 
                                 (4.6.5) 
где  и - интегральные  повторяемости  нагрузок -го  и  ()-го  уровней 
соответственно, действующих на элемент конструкции в течении одного часа. 
При этом численное значение часовой дифференциальной повторяемости  для 
заданного  интервала  ()  соответствует  среднему  значению  нагрузке  в  данном 
интервале: 
,                                            (4.6.6) 
где  и  - значения нагрузок -го и ()-го уровней соответственно. 
Таким  образом,  с  учетом  выражений  (4.6.5)  и  (4.6.6),  выражение  (4.6.2)  можно 
представить в виде: 
                                     (4.6.7) 
Очевидно, что точность значения , рассчитываемого с помощью уравнения (4.6.7), 
а,  следовательно,  и  точность  определения  величины  остаточного  ресурса  (4.6.1),  будет 
существенным  образом  зависеть  от  параметра  т.е.  от  рассеяния  усталостных  свойств 
данного элемента  конструкции.  Кроме  того,  может  возникнуть  ситуация  при  которой 
необходимо  определить  УЧП  системы,  состоящей  из  конечного  числа  элементов.  При 
этом  нагруженность  каждого  отдельного  элемента  неизвестна,  а  известна  только  общая 
нагруженность  системы.  Однако  отказ  каждого  отдельного  элемента  данной  системы 
может  привести  к  отказу  всей  системы.  В  дальнейшем  такую  систему,  состоящую  из 
конечного  числа  элементов, будем  называть закрытой.  Соответственно,  систему  будем 
называть открытой,  если  нагруженность каждого  элемента  системы  известна.  Таким 
образом,  в  случае  определения  УЧП  для  закрытой  системы,  значение  параметра  не 
ограничивается  только  рассеянием  усталостных  свойств -го  элемента,  а  должно 
учитывать и рассеяние усталостных свойств других элементов системы. kp l l k 

l
jkjtk*t)p(H)p(H
1 n...k1 k*t)p(H p k l kt)p(H p k j l...j1 kt)p(H p l
k*tktT
)p(H)p(H 

l
jjltT
1 l jt j kt)p(f k ktktkt)p(H)p(H)p(f1 kt)p(H 1kt)p(H k 1k kt)p(f 1k;k 2
1kkk
ppp kp 1kp k 1k 



n
k
m
kkktktti
ipp)p(H)p(H
1
112 ti m m i  

 88 
В  связи  с  этим,  рассмотрим    определение  величины  УЧП  с  учетом  рассеяния 
параметра ,  характеризующего  усталостные  свойства  конечного  числа  элементов 
конструкции. Пусть закрытая  система,  состоящая  из  конечного  числа  элементов,  сама 
является  элементом q открытой  системы Q.  Причем,  система Q состоит  только  из  одного 
элемента q,  т.е.  ресурс  открытой  системы Q полностью  определяется  ресурсом  ее 
элемента q.  В  свою  очередь,  усталостные  свойства  элемента q полостью  определены 
случайной  величиной .  характеризующей  рассеяние  параметра .  Тогда,  в 
соответствии  с  (4.6.7),  условная  часовая  повреждаемость  элемента q будет  определяться 
как  
,                     (4.6.8) 
Таким  образом, имеем  функцию ,  зависящую  от  одного  случайного  аргумента. 
Очевидно,  что – случайная  функция  на  участке  возможных  значений .  Пусть 
величина  имеет нормальный закон распределение с математическим ожиданием  
и  дисперсией .  Тогда  математическое  ожидание  и  дисперсию  случайной  линейной 
функции  можно получить разложением функции (4.6.7) в ряд Тейлора с точностью до 
третьего члена в окрестности точки : 
+
.             (4.6.9) 
Применяя  теоремы  о  числовых  характеристиках 48 к  выражению  (4.6.9),  имеем 
выражения для определения математического ожидания и дисперсии функции : 
.       (4.6.10) 
+
.              (4.6.11) 
Таким  образом,  получены  основные  числовые  характеристики  значения  условной 
часовой  повреждаемости  элемента q с  учетом  рассеяния  характеристик  его  усталостных 
свойств.  При  расчете  величины  остаточного  ресурса  (4.6.1)  можно  считать,  что  величина 
условной  часовой  повреждаемости  также  имеет  нормальный  закон  распределения  с 
параметрами  и . Рассмотрим дальнейшее обобщение уравнений (4.6.10) и (4.6.11) 
на численном примере. 
Пусть  конструкция  планера  маневренного  самолета  является  закрытой  системой. 
Тогда  всю  силовую  конструкцию  самолета  можно  рассматривать  как  единичный  элемент 
 открытой  системы .  В  качестве  повторяемости  нагрузок ,  определяющих  ресурс 
элемента ,  примем  повторяемость  эквивалентной  вертикальной  перегрузки  в  центре 
тяжести  самолета,  или  эквивалентного  отнулевого  цикла,  определяемого  парой 
экстремумов  и  (4.6.11). m q)m(v m 



n
k
)m(v
kkktkttq
qpp)p(H)p(H
1
112 tq tg q)m(v q)m(v vm vD tq vm 





n
kvqkk
m
kkktktvttqm)m(vpplgpp)p(H)p(H)m(
v
1
11122 





n
kvqkk
m
kkktktm)m(vpplgpp)p(H)p(H
v
1
21211222
1 tq tqm v
n
k
kk
m
kkktktvtqDpplgpp)p(H)p(Hm
v






1
1211222
1 v
n
k
kk
m
kkktktDpplgpp)p(H)p(HD
v
tq














2
1
11122 2
2
1
1211222
1
v
n
k
kk
m
kkktktDpplgpp)p(H)p(H
v


















 tq tqm tqD g G kp g maxyn minyn  

 89 
Для отдельных элементов силовой конструкции самолета, величина УЧП в условиях 
эксплуатации  может  быть  получена  с  помощью  данных  тензометрии  данного  элемента 
(открытая система). 
Определение  УЧП  всей  несущей  конструкции  самолета  используется  в  оценочных 
расчетах ресурса для  определения эквивалентной часовой наработки тех самолетов строя, 
эксплуатационная  нагруженность  которых  существенным  образом  превышает  средний 
уровень  нагруженности  рассматриваемого  парка.  Необходимость  рассматривать  всю 
силовую  конструкцию  маневренного  самолета  как  одну  ресурсоограничивающую  зону 
(РЗ)  обусловлена  тем,  что  в  условиях  эксплуатации,  по  ряду  технологических  причин, 
невозможно  оценить  реальный  уровень  нагруженности  (уровень  действующих 
напряжений) для некоторых РЗ. 
 В  условиях  эксплуатации  значения вертикальных  перегрузок  фиксируются 
бортовыми регистраторами самолета в течение исследуемого интервала времени – полета 
продолжительностью  или -полетов.  Таким  образом,  в  рамках  данного  подхода  к 
оценке ресурса, определим величину УЧП несущей конструкции маневренного самолета в 
целом как  одной  ресурсоограничивающей  зоны,  усталостные  характеристики  которой 
имеют заданное рассеяние. 
Пусть элемент  выполнен из стандартного авиационного материала и может иметь 
один  из  типовых  для  авиационных  конструкций  концентратор  напряжений:  либо 
отверстие,  либо  проушина.  Усталостные  свойства  элемента  полностью 
характеризуются  показателем  степени  уравнения  кривой  усталости . Обработка 
достаточно  большого  количества  статистическая  данных  по  (всего  86  значений) 
позволила получить  устойчивые оценки значений среднего и дисперсии параметра  для 
конструктивно-подобных  образцов, выполненных  из  типовых  авиационных  материалов  и 
имеющих концентраторы напряжений отверстие и проушина. 
 
Таблица 4.6.1. Характеристики рассеяния показателя степени уравнения кривой усталости 
для типовых авиационных сплавов 
 
тип материала=алюминиевые сплавы=стальные сплавы=
тип концентратора=отверстие=проушина=отверстие=проушина=
мат. ожидание (F===4,5N==3,3V==
дисперсия (F==0,6N8==0,246=.=
=
Уравнение (4.6.11)  и  данные  тензометрии,  служат  для  оценки  нагруженности 
элементов  конструкций  в  условиях  реальной  эксплуатации  или  при  испытаниях.  В  этом 
случае  определение    величины  условной  часовой  повреждаемости  происходит  уже  после 
непосредственного  нагружения  конструкции.  В  некоторых  случаях  это  может  затруднить 
или привести к незапланированной приостановке эксплуатации отдельных самолетов. Тем 
не  менее,  такой  подход  необходим  для  оценки  текущего  технического  состояния 
элементов  несущей  конструкции  самолетов,  наряду  с  использованием  методов 
предполетной  оценки  нагруженности,  а,  следовательно,  и  величины  условной  часовой 
повреждаемости    данных  элементов. Прогноз  нагруженности  (повреждаемости)  всей 
конструкции,  или  отдельного  ее  элемента,  должен  основываться  прежде  всего  на 
предшествующем  опыте  реальной  эксплуатации.  Именно  такими  зависимостями, 
полученными  на  основании  представительных  статистических  выборок,  и  являются 
выражения для повторяемостей перегрузок, рассмотренных в разделе 4.3.  
Таким  образом,  если  известна  продолжительность  следующего  полета,  то 
значение ,  полученное из  выражений (4.3.2-4.3.7),  можно  рассматривать  как оценки 
математического  ожидания эквивалентной  вертикальной  перегрузки  в  центре  тяжести t n g g m m m vm отвvm прvm 253.m vD отвvD прvD 3490.sm t эквyn  

 90 
самолета  в  данном  полете.  Следовательно,  выражение  (4.6.8)  для  УЧП  элемента  будет 
представлять  собой  функцию  двух  случайных  величин  и ,  математические 
ожидания  которых  известны. Приближенная  дисперсий  может  варьироваться, как  в 
зависимости  от  продолжительности ,  так  и  от  индивидуальных  особенностей 
предстоящего  полета.  Интегральная  повторяемость  эквивалентных  вертикальных 
перегрузок (эквивалентных отнулевых циклов) в центре тяжести маневренного самолета в 
соответствии  с  (4.3.8),  (4.3.9)  для  «следующего»  полета  будет  определяться  как  функция 
одного  случайного  аргумента ,  имеющего  нормальный  закон  распределения  с 
известными параметрами , . 
Окончательное выражение для определения величины УЧП и остаточного ресурса 
-го  элемента  конструкции  маневренного  самолета,  для  априорного  полета,  представляет 
собой  смесь  нормальных  законов  распределения  и  является  достаточно  громоздким, 
однако легко поддается описанию с помощью любых алгоритмических языков. 
Следовательно,  на  основании  результатов  вероятностно-статистического  анализа 
нагруженности  реальной  эксплуатации  и  усталостных  свойств  элементов  конструкции, 
задаваясь  только  продолжительностью  предстоящего  полета,  с  помощью  предлагаемого 
подхода  становится  возможным  с  помощью  ЭВМ  определять  уровень  условной  часовой 
повреждаемости  и  остаточный  ресурс  наиболее  слабого  с  точки  усталости  элемента 
несущей конструкции самолета в «следующем» полете. 
 
5 Поддержание жизненного цикла силовой конструкции маневренного самолета 
 
В  настоящее  время  известно несколько  подходов  к  обеспечению  безопасной 
эксплуатации  парка  самолетов.  Наибольшее  распространение  получил  подход, 
заключающийся  в  превентивном  проведении  на  силовых  конструкциях  планеров  всех 
самолетов  парка  ремонтов  по  восстановлению  прочности  до  нормативного  уровня.  При 
этом  считается,  что  ресурс  парка  самолетов  определяется  наихудшим  из  них.  Под 
ресурсом понимается период эксплуатации, в рамках которого существующая система мер 
поддержания  эксплуатации,  производящаяся  с  директивной  надежностью,  исключает  
предельное  состояние.  Предельное  состояние – состояние  конструкции  соответствующее 
размерам  усталостных  дефектов  или  эксплуатационных  повреждений,  при  которых 
сохраняется нормативный запас прочности, деформации или жесткости конструкции. 
В  результате такого  подхода  восстановительные  работы  на  всех  самолетах  парка 
проводятся  на  момент  наступления  недопустимо  высокой  вероятности  разрушения  на 
одном  самолете  из  парка,  для  которого  сочетаются  наихудшим  образом  свойства 
усталости, нагруженности и условия базирования. 
Восстановительные работы выполняются по техническим указаниям и бюллетеням 
в  процессе  выполнения  регламентных  работ,  ремонтно-восстановительных  работ  и 
капитальных ремонтов. 
Ресурс,  установленный  с  помощью  данного  принципа,  называют  безопасным. 
Эксплуатация самолетов, проводимая в соответствии с указанным принципом, становится 
гарантированной от появления повреждений. 
Проектирование  самолета  производится  в  соответствии  с  прогнозом  условий  его 
последующего  применения – спектром  ожидаемых  условий  эксплуатации,  например, 
нагрузок,  температур,  влажности,  условий  высокогорного  базирования,  засоленности, 
агрессивности сред и иных факторов, влияющих на деградацию самолета. При реализации 
указанного  подхода  к  эксплуатации  самолетов  вероятной  представляется  ситуация,  когда 
положенная  в  основу  прогноза  условий  применения  самолета  величина  часовой 
повреждаемости  силовой  конструкции  в  силу  значительного  рассеяния  из-за  отличий  в g эквyn gv(m) эквynD t tH эквyn эквyn эквynD g  

 91 
эксплуатации  самолетов  существенно  превышается  частью  самолетов  парка.  Таким 
образом,  компенсации  неравномерности  эксплуатационного  нагружения, 
регламентируемого действующими требованиями по надежности, не происходит. 
Вследствие  этого,  восстановительные  работы,  связанные  с  устранением 
повреждений (дефектов), на части самолетов происходят с запозданием. 
В  эксплуатирующих  организациях возникает и  противоположная  ситуация, 
связанная  с  эксплуатационной  недогруженностью  конструкции  планера  самолетов  парка, 
что  приводит  к  преждевременному  проведению  контрольно-восстановительных  работ  до 
безопасной выработки фактических характеристик сопротивления усталости. 
В связи с этим к эксплуатации самолетов предъявляются повышенные требования в 
части  обеспечения  непрерывности  эксплуатации  при  сохранении  требуемых  уровней 
безопасности. 
Таким  образом,  актуальными  являются  инновационные  подходы  к  эксплуатации 
парка  самолетов,  которые  позволят  устранить  изложенные  выше  недостатки  в 
существующем  порядке  поддержания  безопасной  эксплуатации.  Одновременно  должна 
обеспечиваться  возможность  целенаправленного  вмешательства  в  процесс  эксплуатации 
каждого  самолета  парка  в  отдельности,  планирования  проведения  работ  в  технико-
эксплуатационной  части  (ТЭЧ)  и  на  авиационно-ремонтном  предприятии  (АРП),  а  также, 
минимизации затрат на усиление только фактических лидеров. 
Состояние  основных  элементов  силовой  конструкции  является  основным  фактором, 
влияющим  на  безопасность  эксплуатации  самолета  в  целом.  Элементами  силовой 
конструкции  самолета  будем  называть  совокупность  таких  элементов  конструкции, 
которые  воспринимают  основную  долю  эксплуатационных  (силовых,  климатических  и 
др.)  воздействий  на  самолет  в  процессе  эксплуатации  и  служат  для  связи  всех  основных 
узлов  и  элементов  конструкции  самолета  в  единую  механическую  систему. Силовая 
конструкция  самолета  в  отличие  от  бортового  оборудования  является  неотъемлемой 
частью  самолета  и  не  подлежит  замене,  а  при  некоторых  отказах,  и  ремонту  в  процессе 
эксплуатации. В  зависимости  от  характера  выявленного  отказа,  налета  самолета  при  его 
обнаружении,  а  также  функциональной  значимости  элемента конструкции,  в  котором 
выявлен  отказ,  эксплуатация  самолета  может  быть  продолжена,  приостановлена  на  время 
выполнения  ремонта  или  полностью  прекращена.  Уровень  эксплуатационной 
безопасности  и  надежности  самолета  при  этом  зависит  не  только  от  наличия  отказов  в 
элементах  силовой  конструкции,  но  и  от  свойств  живучести  в  них. Некоторые  элементы 
силовой  конструкции  могут  эксплуатироваться  в  поврежденном  состоянии  достаточно 
долго,  другие  значительно  меньшее  время,  но  при  этом  живучесть  и  тех  и  других 
элементов должна  обеспечивать  безопасную  эксплуатацию  самолета  до  момента 
гарантированного обнаружения в них повреждений и дефектов. 
В  первую  очередь  необходимо  исследовать  текущее  техническое  состояние  и 
свойства  живучести  тех  элементов  конструкции,  которые  имеют  высокий  уровень 
эксплуатационной  нагруженности  (например,  зона  стыка  отъемной  части  крыла  (ОЧК)  и 
центроплана (ЦП)), а так же тех несущих элементов силовой конструкции, отказ которых 
может  привести  к  аварии  или  катастрофе  самолета.  Зоны  конструкции,  отказ  в которых 
влияет  на  безопасность  эксплуатации,  могут  быть  выявлены  при  стендовых  или  летных 
испытаниях, а также по данным эксплуатации самолетов аналогов. 
Одним  из  основных  видов  отказов,  выявляемых  в  элементах  силовой  конструкции 
самолёта,  являются  усталостные  трещины.  Под  воздействием  внешнего  нагружения  с 
течением  времени  в  несущих  элементах  конструкции  накапливаются  повреждения, 
сопротивление  усталости  конструкции  снижается,  в  местах  внешней  или  внутренней 
концентрации  напряжений  зарождаются  и  начинают  развиваться  усталостные  трещин, 
снижается  уровень  эксплуатационной  безопасности,  и  как  следствие  появляются  отказы. 
Момент  зарождения  трещины  в  элементе  конструкции  самолета  является  величиной 
случайной,  зависящей  как  от  естественного  разброса  характеристик сопротивления  


    
Яндекс цитирования Яндекс.Метрика