1. Проектирование - начало жизненного цикла

воздушных судов

Этап проектирования - наиболее важный. Именно на нем конс­трукции придаются свойства, позволяющие обеспечить соот­ветствие требованиям АП в пределах (как минимум) проектных ресурсов и сроков службы. Исправление допущенных на этом этапе ошибок (если оно возможно) стоит очень дорого. Достаточно вспомнить вынужденную замену 84 комплектов крыльев на пер­вых экземплярах самолетов Ту-154 вследствие их неудовлетвори­тельных ресурсных характеристик. Осуществление такого доро­гостоящего и организационно сложного решения было под силу только в условиях плановой экономики СССР. Кстати, может быть именно этот негативный опыт начала 70-х гг. прошлого века лежит в основе системного понимания МАП и ОКБ проблем обеспечения безопасности и летной годности гражданских воздушных судов по условиям прочности и выстраивания системы их обеспечения с тщательной отработкой всех ее компонент.

Проектные ресурсы и сроки службы

Необходимость решения при проектировании задачи обеспечения ресурса и срока службы силовой конструкции заставляет разработ­чика идти на целый ряд серьезных затрат - весовых, конструктивно­технологических, временных, финансовых. Эти затраты тем больше, чем большие ресурсы и сроки службы необходимо обеспечить.

Установленные при проектировании величины наработок в поле­тах, летных часах и календарном сроке службы, в пределах которых необходимо обеспечить требуемый уровень безопасности по услови­ям прочности, называют проектными ресурсами и сроком службы.

Проектные ресурсы и сроки службы являются одними из основ­ных характеристик эксплуатирующихся в гражданской авиации са­молетов, определяющих уровень их конкурентоспособности.

Заявляемые разработчиком величины проектных ресурсов и сро­ков службы в определенной степени отражают как общий уровень возможностей их обеспечения при приемлемых весовых и эксплуа­тационных затратах, так и прогнозируемый уровень интенсивности эксплуатации.

По мере совершенствования методов и средств обеспечения ресур­сов, усиления роли экономических факторов и необходимости обес­печения конкурентоспособности проектные ресурсы и сроки службы отечественных самолетов неуклонно возрастают. В частности, если проектный ресурс самолета Ту-154 составлял 15000 полетов, то се­мейство современных самолетов того же класса Ту-204/214 имеет проектный ресурс 25000 полетов, а его последняя модификация Ту-204СМ - 45000 полетов (рис. 2.1).

8

ближнемагистральные

Самолеты

среднемагистральные

Самолеты

* - с усиленным крылом

Рис. 2.1. Проектные ресурсы самолетов «Ту» и западных аналогов

0000

70000

Н

ч 60000

о

с

^ 50000 &

§ 40000 g 30000 | 20000 ¹³ 10000

0

Основные принципы обеспечения безопасности по условиям прочности при длительной эксплуатации

При проектировании конструкции обеспечение ее безопасности по условиям прочности при длительной эксплуатации основывает­ся на трех основных принципах: безопасный ресурс и срок службы (safe-life), допустимость повреждения (damage tolerance) и безопас­ность разрушения (fail-safe).

Одной из основных проблем обеспечения прочности при дли­тельной эксплуатации является случайный характер усталостной прочности. При этом случайный характер имеют как усталостные свойства материала силовой конструкции при вполне определенном спектре нагрузок, так и сам спектр нагрузок.

Наиболее естественным и простым путем решения этой пробле­мы, по которому и пошла сначала авиационная наука, было опреде­ление вероятностных характеристик усталостной прочности и вве­дение таких запасов на полученную тем или иным способом оценку средней долговечности, которые делали бы практически невероят­ным появление усталостных разрушений в пределах установленного таким образом ресурса, называемого безопасным.

Безопасный ресурс (срок службы) - свойство конструкции и спо­соб обеспечения ее безопасности по условиям прочности, не требу­ющий специального контроля в эксплуатации, путем установления допустимой наработки, исчисляемой в числе полетов, летных часов, циклов функционирования, в календарной продолжительности (го­дах), а также в других единицах, которые могут характеризовать темп снижения прочности за счет деградационных процессов (усталость, коррозия и др.), в течение которой в конструкции не будут возникать повреждения, снижающие прочность ниже допустимого уровня.

Однако довольно скоро стало очевидным, что такой подход имеет как минимум два серьезных недостатка. Во-первых, потребные запа­сы оказываются довольно большими, и необходимость их обеспече­ния резко отрицательно влияет на весовую эффективность конструк­ции, а значит и на экономическую эффективность самолета в целом.

Кроме того, такой подход не обеспечивает безопасность от еще двух случайных факторов, способствующих развитию усталостных повреждений - производственных дефектов и случайных эксплуата­ционных повреждений.

Невозможность разумной ценой обеспечить практическую неверо­ятность повреждений вызвала необходимость придания конструкции таких свойств, которые позволяли бы ей сохранять свою работоспо­собность при возникновении усталостных или случайных поврежде­ний до тех пор, пока эти повреждения не будут выявлены и устранены в процессе технического обслуживания (свойство эксплуатационной живучести конструкции).

Эксплуатационная живучесть - обобщенный термин, включа­ющий в себя понятия допустимости повреждения и безопасности разрушения.

В свою очередь, допустимость повреждения - свойство конс­трукции и способ обеспечения ее безопасности по условиям про­чности путем установления сроков первого и последующих осмотров конструкции в эксплуатации с целью обнаружения возможного пов­реждения и последующего ремонта конструкции или замены пов­режденного элемента до наступления того состояния, когда сниже­ние прочности окажется недопустимым.

Другими словами, разработчик должен создать конструкцию, для которой сам по себе факт появления в ней усталостного, коррозион­ного, эксплуатационного или производственного дефекта не являлся бы критичным. Важно, чтобы эти дефекты развивались достаточно медленно и надежно могли бы быть обнаружены до достижения конс­трукции предельного состояния по условиям остаточной прочности.

Предельным состоянием конструкции по условиям остаточной прочности считается такое состояние поврежденной конструкции, при котором любое увеличение нагрузки сверх требуемой либо лю­бое увеличение размеров или количества имеющихся дефектов при неизменной требуемой нагрузке приводит к разрушению или появле­нию недопустимых деформаций.

Для конструкций, эксплуатирующихся по принципу «безопасной повреждаемости», под требуемой нагрузкой обычно понимается максимальная эксплуатационная нагрузка Р = 0,67Р

^{J J} тах.экст. рас.

Длину трещины, соответствующую критическому состоянию, в дальнейшем будем обозначать / (кроме раздела 3.3 «Методы определения ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций»).

Безопасность разрушения (повреждения) - свойство конструк­ции и способ обеспечения ее безопасности по условиям прочности путем создания такой конструкции, что после возможного ее сущес­твенного повреждения или разрушения одного из основных силовых элементов остаточная прочность несмотря на неотремонтированное состояние не снизится более, чем до допустимого уровня за интервал времени, в течение которого повреждение (разрушение) будет заве­домо обнаружено.

Виды и размеры таких повреждений регламентированы и в отли­чие от выявляемых путем проведения специального контроля дефек­тов при обеспечении безопасной повреждаемости должны надежно фиксироваться при обычном техническом обслуживании.

Создание конструкций, удовлетворяющих требованиям живучести, не сделало задачу минимизации вероятности возникновения усталос­тных повреждений, а значит и проблему запасов, менее актуальной.

Ведь поиск и устранение усталостных повреждений - это допол­нительные затраты эксплуатанта. Необходимость проведения тако­го контроля должна наступать как можно позже, периодичность его должна быть как можно больше, а трудоемкость контроля и веро­ятность наличия в конструкции требующего ремонта дефекта - как можно меньше.

Таким образом, проблема надежного прогнозирования долговеч­ности с внедрением принципов проектирования «по живучести» не утратила своей значимости, а приобрела в большей степени эконо­мический характер. Кроме того, сколь бы жесткими и обязательными не были требования по обеспечению живучести всей конструкции, практически в ней всегда присутствуют элементы, для которых эти требования либо трудновыполнимы, либо нецелесообразны.

По образному выражению известного американского специа­листа в области прочности Тома Свифта, «безопасность конструк­ции при длительной эксплуатации - это табуретка на трех ножках - safe-life, damage tolerance и fail-safe. Убери хотя бы одну, и табу­ретка упадет».

Рассмотрим кратко основные компоненты работ по обеспечению проектных ресурсов и сроков службы в соответствии с этими прин­ципами, проводимых на этапе проектирования.

Прогнозирование условий эксплуатации и проведение комплек­са расчетов по определению типовой погруженности агрегатов

самолета

На основе анализа ожидаемых условий эксплуатации, данных эксплуатации самолетов-прототипов и летно-технических характе­ристик самолета формируется типовой профиль полета - перечень и последовательность режимов с указанием для каждого из них про­должительности, высоты полета, скорости, конфигурации, весовых параметров, режима работы двигателя и т.д.

Пример типового профиля полета приведен на рис. 2.2 и в табл. 2.2.

В типовой профиль полета включаются все режимы полета, зна­чимо влияющие на нагруженность конструкции.

Иногда для более полного отражения прогнозируемых условий эксплуатации (особенно в случае предполагаемого широкого диапа­зона изменения в эксплуатации полетных параметров) формируется

н

Рис. 2.2. Типовой профиль полета самолета Ту-204

Таблица 2.2

Параметры режимов типового полета самолета Ту-204

Основные параметры типового полета самолета Ту-204-120
№ п/п	^^^^^Параметр Режимы	G взл т	Gkom т	°топ т	Н км	V ист км/ч	Т мин	L км
1.	Выруливание (буксировка)	97,3	17,3	23,5	0	<30	3,5	1,7	0
2.	Стоянка на испол. старте	97,0	17,3	21,2	0	0	-	-	5 ВЗЛ
3.	Разбег	97,0	17,3	20,9	0	0-255	0,6	1,0	Ч взл
4.	Отрыв	97,0	17,3	20,9	0	255	-	-	л взл
5.	Взлет-полет с выпущенной механизацией	97,0	17,3	20,9	0-0,12	315	0,8	4,0	5 взл
6.	Уборка механизации	97,0	17,3	20,9	0,12	345	-	-	5 -»0 взл
7.	Набор высоты	95,5	17,3	19,4	0,12-1,0	V =500 пр	24	260	0
8.	Эшелон	87,6	17,3	11,5	11,0	835	252	3500	0
9.	Снижение	80,9	17,3	5,3	11,0-0,5	V =550 пр	15	160	0
10.	Полет по кругу с убранной механизацией	80,5	17,3	4,9	0,5	375	3,4	21,0	0
11.	Выпуск механизации	80,5	17,3	4,9	0,5	375-300	-	-	0-»5 взл

есколько (порядка трех) типовых профилей полета с различной даль­ностью, продолжительностью и весовыми параметрами. В этом слу­чае указывается предполагаемое типовое процентное соотношение таких профилей в эксплуатации.

Продолжение табл. 2.2

12.	Полет по кругу с частично вы­пущенной механизацией	80,5	17,3	4,9	0,5	300	1,14	6,0	6 взл
13.	Полет по кругу с полностью выпущенной механизацией	80,3	17,3	4,7	0,5-0,32	265	1,8	7,5	5 пос
14.	Посадка	80,3	17,3	4,7	0,32-0,015	265	-	-	5п0£
15.	Касание	80,3	17,3	4,7	0	260	-	-	5пос
16.	Пробег	80,3	17,3	4,7	0	260-30	0,75	1,1	8 пос
17.	Заруливание (буксировка)	80,3	17,3	4,7	0	30	3,5	1,7	6 пос

Типовой спектр нагружения агрегата самолета представляет собой совокупность всех нагрузок, действующих в процессе выполнения типового полета. Эти нагрузки, в свою очередь, являются совокуп­ностью нагрузок, величины которых однозначно определяются пара­метрами движения самолета (так называемые нагрузки функциони­рования), и накладываемых на них переменных случайных нагрузок, обусловленных воздействием на самолет турбулентной атмосферы и неровностями аэродромных покрытий.

Общая блок-схема процесса формирования типовых спектров на­гружения представлена на рис. 2.3.

Рис. 2.3. Формирование типовых спектров нагружения

В случае если прогноз эксплуатации представлен в виде сово­купности различных профилей полета, типовой спектр нагружения определяется для каждого профиля, а при последующих ресурсных расчетах суммарное повреждающее воздействие на конструкцию пе­ременных нагрузок определяется с учетом процентного соотношения профилей.

При формировании типовых спектров нагружения каждого агрега­та планера используется, как правило, комбинация чисто расчетных методов и различных методов пересчета на основе накопленной ста­тистики по нагружению самолетов-прототипов.

Нагрузки функционирования на различных режимах эксплуатации, так же, как и максимальные расчетные нагрузки, используемые при обеспечении статической прочности, определяются общепринятыми расчетными методами с использованием данных продувок.

Расчетные методы определения совокупности переменных слу­чайных нагрузок основаны на математическом моделировании планера и шасси, обеспечивающем геометрическое, жесткостное и массовое подобие конструкции, а также на математических моделях турбулентной атмосферы и ровности покрытий ВПП РД аэродромов эксплуатации.

П

F(t)

-1,0 -0,6 0,0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 пу 3,5

Рис. 2.4. Интегральная повторяемость перегрузок в центре тяжести различных самолетов (воздушные режимы) [4]

олученные типовые спектры нагружения корректируются с ис­пользованием (путем разного рода пересчетов) данных о нагружен- ности самолетов-прототипов (в частности, статистики повторяемости перегрузок в центре тяжести различных типов самолетов - рис. 2.4) и в дальнейшем уточняются (либо подтверждаются) в процессе летных испытаний и эксплуатации.

В

Интегральная повторяемость приращений нагрузок Средняя нагрузка на режимах полета

Рис. 2.5. Типовой спектр нагружения корневого сечения крыла (*Интегральная повторяемость приращения нагрузки (F_Am) - зависимость чис­ла превышений определенного уровня нагрузки от величины этого превышения)

общем случае типовой спектр нагружения представляет собой изменяющиеся по этапам типового полета нагрузки функционирова­ния с наложенными на них на каждом этапе интегральными повторя­емостями случайных нагрузок (рис. 2.5).

Для проведения расчетных оценок ресурсных параметров вся со­вокупность действующих на конструкцию переменных нагрузок эквивалентным по повреждающему воздействию образом представ­ляется в виде определенного числа циклов изменения нагрузки на каждом режиме типового полета. При этом важно в процессе такого упрощения не исказить прогнозируемые средние за период эксплу­атации значения максимальных и минимальных за полет нагрузок, формирующих так называемый цикл ЗВЗ (земля-воздух-земля), ко­торый вносит (в частности, для крыла) существенный (до 50 и более процентов) вклад в суммарную за полет повреждаемость.

П

Рис. 2.6. Типовой спектр нагружения нижней панели крыла самолета

римеры полученных таким образом упрощенных типовых спект­ров нагружения приведены на рис. 2.6 и рис. 2.7.

С

Один основной блок нагружения

22.-4 w~\	+/•	-10.08	ТА	+-13.44,	у	,46 9
1 ц. 6.72		4.48	d 1 t-		4- j
	-1Л t\	УД'-Л'-Д'А'Д-
■9.52	V..	-6.72
+/-4.48	1 —А"'	1‘ 6.2 4 +/-3.36	w~ 7 ц. i.e г	V' V -5.6 ( ; \	V 3 92 -11.2 А
4.' 8 ^ + -4.48	Лл<	.. .л/v... v.v:.. vv:.. +/-3.36 Л^--уц\----ууч—-УЧ	м •8.96 198 Л	-3. К б.б А	7— 6/ 2 Л
+/-8.96	+/-6.72 2W АТС ТЛЛ* УЧ		-5.Д	ы * V -4.4J8 5.6 л	Т—* -г б ,10.64 л
Л /Г	Т		“Л	О 3.56 - л	-8.9С Л8
			-7.i\	1\Г* v -г.ф	— -1.42

хема приложения нагрузок: (правая опора)

Примечание: на режимах (руление+разбег+пробег) фазу нагр. Ру в каждом втором полете по отноше­нию к Рх менять на проти­воположную (см. пунктир­ную линию)

Рис. 2.7. Типовой спектр нагружения основной опоры шасси

Отметим, что типовые спектры нагружения не только являются ос­новой для проведения дальнейших проектных и поверочных расчетов долговечности и живучести конструкции, но и принимаются в качес­тве эталонных при формировании блочных программ лабораторных

испытаний на усталость, по результатам которых устанавливается ресурс самолета (о программах квазислучайного нагружения при ис­пытаниях раздел «Лабораторные натурные ресурсные испытания»).

Именно поэтому столь важно не только максимально достоверно спрогнозировать нагруженность при проектировании, но и обеспе­чить эффективный контроль фактически реализуемых условий экс­плуатации, который позволял бы вовремя корректировать представ­ление о фактической нагруженности конструкции.

Здесь уместно отметить, что имеющиеся в распоряжении разра­ботчика модели турбулентной атмосферы и неровностей покрытий аэродромов, обширные статистические данные о повторяемости пе­регрузок представляют собой результат беспрецедентно масштаб­ных отечественных исследований по сбору и обработке данных о нагруженности самолетов в эксплуатации, пик которых пришелся на 1970-80-е гг. (раздел «Мониторинг эксплуатации и поддержание летной годности»).

Форм up о ван ие перечня основных силовых элементов

и перечня критических мест конструкции

Определение этих перечней основывается на анализе конструк­тивно-силовой схемы и напряженно-деформированного состояния конструкции, опыта создания, испытаний и эксплуатации аналогич­ных конструкций, а также результатов предварительного ресурсного анализа.

Перечень основных силовых элементов помимо данных о матери­алах конструкции содержит классификацию силовых элементов по степени опасности их разрушения. Для особо ответственных элемен­тов конструкции, т.е. элементов, разрушение которых может привес­ти к катастрофическим последствиям, впоследствии устанавливают­ся более жесткие требования к определению допустимых наработок, качеству изготовления при производстве и контролю технического состояния при эксплуатации.

Отметим, что в системе требований к проектируемой конструк­ции все однозначнее присутствует требование того, чтобы в конс­труктивно-силовой схеме вообще отсутствовали особо ответствен­ные силовые элементы.

Исключительно важным является полнота перечня критических, т.е. потенциально опасных мест конструкции. Совокупность под­лежащих анализу критических мест конструкции должна отражать ресурсные свойства конструкции в целом, при этом должна быть сведена к минимуму возможность исключения из рассмотрения по­тенциально опасных мест с высоким уровнем и концентрацией на­пряжений и мест с большой вероятностью возникновения случайных эксплуатационных дефектов.

Разработанный на этапе проектирования перечень критических мест уточняется по результатам натурных испытаний конструкции и к сожалению в процессе эксплуатации (табл. 2.3).

Таблица 2.3

Критические места конструкции

		Ту-154Б	Ту-134
			С неусиленным крылом	С усиленным крылом
Общее количество критических мест		332	509	466
Из них выявлено	При испытаниях	280	393	347
	В эксплуатации	52	116	119

Выбор конструкционных материалов для основных силовых элементов конструкции

Этот выбор во многом определяет весовое совершенство конс­трукции и возможность достижения необходимых ресурсных пока­зателей при требуемом уровне безопасности.

Помимо необходимых механических характеристик (а_в, а₀₂, а j и т.д.) применяемый в основных силовых элементах конструкции мате­риал должен обладать наилучшими характеристиками долговечности (в том числе и долговечностью при малоцикловой усталости - МЦУ), трещиностойкости (скорость развития усталостной трещины (СРТУ), критический коэффициент интенсивности напряжений К, и т.д.), а также стойкостью к воздействию агрессивных сред. При выборе ма­териала с позиций обеспечения ресурса оценивается также его технологичность, т.е. возможность реализовать в конструкции из этого материала ресурсоповышающие конструктивные решения и технологии.

Характеристики материалов - наиболее «существенный» фактор, напрямую влияющий на ресурсные и весовые параметры конструк­ции. При создании самолетов семейства Ту-204 и самолета Ту-334 применение новых на тот период материалов позволило обеспечить увеличение проектных ресурсов с 15000 полетов, заданных в свое время для самолетов Ту-134 и Ту-154, до 25000 - 30000 полетов при весьма высокой весовой эффективности.

Требования к процедурам определения характеристик материа­лов, используемых в расчетах на прочность, приведены в п. 25.613 и предусматривают определение механических характеристик с 99%-й вероятностью с 95%-м доверительным интервалом для особо ответс­твенных элементов конструкции и с 90%-й вероятностью с 95%-м до­верительным интервалом для остальных элементов. В соответствии с этими требованиями и установленными процедурами определяются все используемые в расчетах характеристики материалов, за исклю­чением характеристик МЦУ и СРТУ. Для этих параметров использу­ются средние значения характеристик, а возможные отклонения от них учитываются соответствующими коэффициентами надежности при установлении ресурса.

В ОАО «Туполев» все работы по определению расчетных харак­теристик ведутся в соответствии с процедурами, вошедшими впос­ледствии в рекомендательный циркуляр РЦ - АП-23 (25, 27, 29)-613 Авиарегистра МАК и имеющими статус стандарта предприятия, оп­ределяющими номенклатуру и объем необходимых испытаний и про­цедуры обработки их результатов (рис. 2.8).

Рис. 2.8. Формирование расчетных значений характеристик материалов

Созданная на основе многолетних исследований база данных рас­четных характеристик материалов является основой для проведения прочностных и, в частности, ресурсных расчетов.

Очевидно, что решение задачи обеспечения конкурентоспособ­ных ресурсных показателей российских самолетов невозможно без совершенствования металлических материалов и расширения использования композиционных материалов, имеющих принципи­ально иной уровень ресурсных характеристик.

Сравнительно небольшой процент использования в конструкции самолетов «Ту» композиционных материалов (рис. 2.9) соответс­твует начальному этапу освоения этих материалов.

Рис. 2.9. Агрегаты самолета Ту-204 из композиционных материалов

Накопленный опыт производства и эксплуатации агрегатов из композиционных материалов свидетельствует о том, что основными факторами, определяющими возможность их длительной и безопас­ной по условиям прочности эксплуатации, являются:

технология и высокая культура производства и ремонтов;

^ стойкость к климатическому воздействию (влагонасыщение, высокие температуры, термоциклирование);

> стойкость к случайным эксплуатационным и производствен­ным дефектам;

^ наличие эффективных методов и приемлемых для эксплуата­ции средств неразрушающего контроля конструкции;

ремонтопригодность изделий из композиционных материалов.

Эти факторы в значительной мере определяют вид и объем серти­фикационных прочностных (в том числе климатических) испытаний, объем работ при сопровождении производства (периодические про­чностные приемо-сдаточные испытания агрегатов, испытания образ- цов-свидетелей и т.д.), характер и вид технического обслуживания в эксплуатации (включая оценки степени влагонасыщения КМ и на­личия воды в сотовых конструкциях, тщательный неразрушающий инструментальный контроль), специфику ремонтов при обнаруже­нии повреждений.

Именно эти проблемы предстоит решать при расширении области использования композиционных материалов в силовой конструкции.

Определение уровня максимальных расчетных напряжений

Под максимальными расчетными напряжениями обычно понима­ют напряжения в регулярной зоне конструкции агрегата, возникаю­щие при действии максимальных расчетных нагрузок, т.е. нагрузок, определенных в соответствии с требованиями Норм для оценок ста­тической прочности конструкции.

Уровень максимальных расчетных напряжений в силовой конс­трукции в конечном итоге определяет ее весовую эффективность.

С появлением необходимости обеспечения безопасности ВС по условиям прочности при длительной эксплуатации определение уровня допускаемых расчетных напряжений превратилось в мно­гокритериальную задачу. Помимо критерия статической прочности при определении уровня допускаемых напряжений в соответствии с современными подходами рассматриваются критерии долговеч­ности, живучести и остаточной прочности (рис. 2.10).

Рис. 2.10. Критерии выбора уровня допускаемых напряжений

Уровень напряжений по критерию статической прочности [о_{доп г}] должен обеспечить практическую невероятность разрушения конс­трукции при воздействии на нее максимальных расчетных нагрузок и отсутствие остаточных деформаций при воздействии максимальных эксплуатационных нагрузок.

Уровень напряжений по критерию долговечности [о_{доп 2}] должен обеспечить:

^ малую вероятность появления трещин в течение всего периода эксплуатации (проектного ресурса) для всех основных силовых эле­ментов конструкции;

^ практическую невероятность появления трещин в основных силовых элементах конструкции, эксплуатируемых по безопасному ресурсу (то есть без осмотров и контроля - п. 25.571(c));

^ приемлемые (порядка половины проектного ресурса) наработ­ки до начала осмотров и контроля (для всех остальных силовых эле­ментов - п. 25.571(b)).

Уровень напряжений по критериям живучести и остаточной про­чности [о ] должен обеспечить:

^ приемлемые предельные длины трещин, то есть принципиаль­ную возможность выявления при контроле в эксплуатации трещин меньшего размера, чем предельный;

'р* скорость роста трещин, которая позволяла бы установить при­емлемую для эксплуатации периодичность контроля или обосновать отсутствие необходимости такого контроля;

^ сохранение несущей способности конструкции при полном разрушении одного из ее элементов.

Реализуемый в конструкции уровень допускаемых напряжений оп­ределяется как минимум из допускаемых напряжений, определенных по каждому критерию.

Опыт расчетов и испытаний свидетельствует о том, что при сущес­твующих характеристиках материалов и проектном ресурсе поряд­ка 30000 полетов определяющими, как правило, являются критерии долговечности и живучести, дающие достаточно близкие между со­бой результаты оценок.

Напряженность конструкции в типовом полете интегрально оце­нивается величиной эквивалентных напряжений типового полета, т.е. величиной пульсирующего цикла, эквивалентного по поврежда­ющему воздействию всему полетному спектру напряжений.

Н

О кгс/мм²

Ту-154Б. Максимальные расчетные напряжения Ту-204. Максимальные расчетные напряжения Ту-154Б. Эквивалентные напряжения типового полета Ту-204. Эквивалентные напряжения типового полета

а рис. 2.11 приведены данные о максимальных расчетных и экви­валентных напряжениях в нижней панели крыла самолета Ту-154 и одной из модификаций самолета Ту-204.

Рис. 2.11. Расчетные и эквивалентные напряжения в нижних панелях крыла самолетов Ту-154 и Ту-204

Использование в конструкции самолета Ту-204 современных мате­риалов и технологий позволило при больших, чем для Ту-154, значе­ниях проектных ресурсов повысить уровень расчетных напряжений, т.е. весовую эффективность конструкции.

Проведение работ по расчетам и оценке ресурсных

характеристик критических мест конструкции

Понятие ресурсные характеристики включает в себя как харак­теристики долговечности, так и характеристики эксплуатационной живучести конструкции.

Расчетные работы по определению ресурсных характеристик кри­тических мест конструкции включают в себя:

^ формирование полетного спектра напряжения на основе типо­вого спектра нагружения агрегата;

^ расчет усталостной долговечности, проводимый на основе по­летного спектра напряжения с учетом характеристик малоцикловой усталости материала, вида и степени концентрации напряжений в рассматриваемом критическом месте и технологических особеннос­тей изготовления. Результаты используются для расчетной оценки безопасного ресурса и (или) оценки срока начала контроля критичес­кого места в эксплуатации;

>> расчет длительности роста возможного начального произ­водственного дефекта до минимального размера, надежно обна­руживаемого в эксплуатации, проводится с учетом характеристик СРТУ. В соответствии с требованиями МОС 25.571 в обязательном порядке выполняется для особо ответственных элементов конструк­ции. Виды и величины подлежащих рассмотрению начальных про­изводственных дефектов приведены в МОС. Минимальная величи­на надежно обнаруживаемого в эксплуатации дефекта определяется избранным методом контроля. Результаты расчетов используются для оценки срока начала необходимого контроля в эксплуатации;

'р- расчет критических размеров дефектов, при превышении ко­торых конструкция теряет способность выдерживать эксплуатацион­ную нагрузку в определенных Нормами расчетных случаях;

^ расчет длительности развития дефекта от минимального раз­мера, надежно обнаруживаемого в эксплуатации, до критического размера. Результаты используются для оценки необходимой перио­дичности контроля в эксплуатации.

Кроме того, с использованием конечно-элементных моделей конс­трукции проводится расчетная оценка остаточной прочности конс­трукции при регламентированных Нормами повреждениях.

Эффективность используемых при проектировании мероприятий по обеспечению проектных ресурсов и сроков службы во многом определяется уровнем расчетных методов проектной и поверочной оценки долговечности и живучести конструкции.

Постоянное совершенствование этих методов является составной частью необходимого развития всей системы обеспечения безопас­ности и достижения конкурентоспособных значений ресурсов.

В практике работ ОКБ широко используются программные комп­лексы, разработанные (в ОАО «Туполев») на основе метода конечных элементов для расчета конструкций. Программа «DIANA» позволяет формировать каркасную модель самолета и его агрегатов, определять НДС деталей, формы и частоты упругих колебаний. Система поде­тального расчета прочности самолетных конструкций «РАСКОН» позволяет использовать базы данных и типовые процедуры расче­тов. Автоматизированная система расчета живучести конструкции «АЛТАЙ» (разработанная в ЦАГИ) позволяет проводить оценки коэффициентов интенсивности напряжений для сложных элементов конструкции, осуществлять расчет остаточной прочности и длитель­ности развития трещин. Многофункциональный расчетный комплекс «IMAD» (разработанный в ЦАГИ) позволяет моделировать статичес­кие и воздушные динамические и наземные нагрузки, нагрузки ти­пового полета, их повторяемость и вычислять повреждаемость, осу­ществлять иные расчеты в области циклической прочности.

Для проведения ресурсного анализа на ранних этапах проектиро­вания в ОАО «Туполев» разработан расчетный комплекс «ОРАКУЛ». Этот комплекс на базе упрощенных математических моделей («дис­кретная модель турбулентной атмосферы», «жесткий самолет», «эл­липтическая циркуляция» и т.д.) позволяет с приемлемой для этих этапов проектирования точностью оперативно проводить полный цикл ресурсных расчетов для крыла, включая расчет нагрузок ти­пового полета, определение повреждаемости и уровня допускаемых напряжений, подбор толщин и площадей продольного набора, вы­полнять оценку весовых затрат на обеспечение заданного ресурса. При этом, что немаловажно, с его использованием можно оценивать влияние на ресурсные характеристики тех или иных компоновочных решений, а также различных параметров эксплуатации.

Реализация конструктивно-технологических методов

обеспечения ресурса

В результате накопления опыта научных исследований, испытаний и длительной эксплуатации самолетов сформировался и постоянно совершенствуется широкий набор таких методов.

Перечислим лишь некоторые из них:

р обеспечение многопутности передачи нагрузок в силовых схемах;

сокращение количества стыков за счет рационального исполь­зования длинномерных и монолитных полуфабрикатов;

^ применение высокоресурсного герметичного заклепочного и болтового крепежа;

р минимизация количества концентраторов напряжений в конс­трукции и снижение интенсивности концентрации напряжений в не­регулярных зонах конструкции;

р поверхностное упрочнение силовых деталей и упрочнение свободных отверстий в силовых элементах планера;

р расширение номенклатуры использования неметаллических материалов;

р обеспечение эксплуатационной технологичности и контро­лепригодности конструкции (люки-лазы в нижних панелях крыла, откидные панели, съемная теплозвукоизоляция (ТЗИ) и т.д.).

Необходимость обеспечения контролепригодности конструкции следует подчеркнуть особо. Выполнение этого требования зачастую бывает обременительным для конструктора и требует ненужного для функционирования агрегата усложнения конструкции. Однако отсутствие контролепригодности или чрезвычайно усложненный доступ к зоне необходимого контроля делает практически нереали­зуемым принцип обеспечения живучести в соответствии с требова­ниями Норм.

Крайне редко удается показать, что возможный эксплуатационный или производственный дефект развивается настолько медленно (с учетом всех требуемых запасов), что период его развития до крити­ческого размера превышает требуемые ресурсные показатели.

Мероприятия по обеспечению максимальной антикоррозионной защиты конструкции предусматривают:

р организацию системы дренирования полостей конструкции;

^ обработку наиболее коррозионноопасных мест планера профи­лактическими ингибирующими составами;

герметизацию полов и специальных поддонов под туалетами и буфетами, зазоров в стыках обшивки, соединений в подпольной час­ти фюзеляжа;

исключение застойных для воды зон;

усиленную защиту элементов конструкции внутри самолета системой ЛКП, стойкой к НГЖ, и наружную окраску самолета систе­мой полиуретановых ЛКП;

^ применение гнутых из листового плакированного материала или прессованных из В95очТ2 стрингеров;

отсутствие в конструкции закрытых профилей и т.д.

Отметим, что, как показывает опыт эксплуатации, несмотря на предпринимаемые при проектировании значительные усилия по пре­дотвращению коррозии, примерно до 80% всех выявляемых в про­цессе эксплуатации дефектов силовой конструкции составляют кор­розионные поражения.

Экспериментальные работы

Проводимый в процессе проектирования расчетный анализ, как пра­вило, подкрепляется большим объемом экспериментальных работ. Без проведения лабораторных ресурсных испытаний образцов различных вариантов конструкции - от стандартных образцов с типовыми концен­траторами до достаточно масштабных фрагментов опытных вариантов конструкции - невозможно принятие обоснованных и оптимальных конструктивных решений.

При создании самолета Ту-204 было испытано всего около 5000 раз­личных образцов: типовые концентраторы, образцы стыков панелей крыла и центроплана, образцы с отверстиями для перетекания топлива в стрингерах, образцы продольного стыка фюзеляжа, образцы с окон­ными вырезами фюзеляжа, образцы деталей проводки управления и системы управления закрылками и предкрылками и т.д.

Эти испытания лежат в основании так называемой «пирамиды испытаний», отражающей весь объем лабораторных испытаний, проводимых при создании и сертификации самолета в обеспечение его безопасности по условиям ресурса (рис. 2.12).

К поисковым экспериментальным работам относятся и уникальные ресурсные (включая испытания на живучесть) испытания опытной центральной части самолета, включающей в себя фюзеляж от 25 до 62 шпангоута и крыло до 14 нервюры.

Вершиной «пирамиды испытаний» являются полномасштабные испытания планера, позволяющие наиболее полно воспроизвести нагружение и работу конструкции с учетом взаимовлияния ее отде­льных агрегатов.

С ТЕНДЫ

САМОЛЕТ №005 В СибНИА

1. Стенд центральной части самолета «КРЕСТ»

2. Агрегаты в составе самолета №005

3. Предкрылки на полуразмахе крыла

4. Отсек фюзеляжа с задним гермоднищем

5. Фонарь кабины пилотов

6. Механизмы закрылков и предкрылков

7. Основная опора шасси

8. Передняя опора шасси

9. Агрегаты из композитных материалов

10. Кинематический стенд (осн. и передняя опоры шасси)

1. Образцы с типовыми концентраторами

2. Конструктивные образцы фюзеляжа

3. Образцы стыков панелей крыла и центроплана

4. Образцы с отв. в стрингерах для перетекания топлива

5. Образцы с оконными вырезами фюзеляжа

6. Образцы продольного стыка фюзеляжа

7. Образцы серьги подвески двигателя

8. Образцы деталей системы управления закрылками и предкрылками

9. Образцы деталей проводки управления

И

*

спытания самолетов полномасштабные

Рис. 2.12. Пирамида испытаний

Формирование стратегии технического обслуживания в эксплуатации и разработка эксплуатационной документации

Стратегия технического обслуживания - это один из ключевых вопросов, оказывающих влияние не только на эффективность даль­нейших работ по поддержанию летной годности, но и на принятие тех или иных конструкторских решений. Именно поэтому программа технического обслуживания и проекты эксплуатационной докумен­тации формируются с самого начала процесса проектирования.

Подробное рассмотрение вопросов организации технического об­служивания выходит за рамки данного раздела. Отметим только, что до последнего времени принципиальные отечественные подходы к

организации технического и послепродажного обслуживания, струк­тура и формат эксплуатационной документации носили консерва­тивный характер и существенно отличались от западных стандартов (2.7. Эксплуатационная документация).