автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Оценка характеристик живучести тонкостенных элементов авиаконструкций в условиях эксплуатации по состоянию

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

На правах рукописи УДК 629.7.02:519.2

Трофимов Алексей Михайлович

ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК ЖИВУЧЕСТИ ТОНКОСТЕННЫХ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАКОНСТРУКЦИЙ В УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ ПО СОСТОЯНИЮ

Специальность 05.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени

кандидата технических наук

Москва 2004

Работа выполнена в Московском государственном техническом

университете гражданской авиации

Научный руководитель - доктор технических наук, профессор

Никонов Валерий Васильевич

Официальные оппоненты - доктор технических наук, профессор

Коняев Евгений Алексеевич - доктор технических наук, профессор Лебедев Константин Нитович

Ведущая организация - Государственный научно-исследовательский

институт гражданской авиации.

Зашита состоится « »_ 2004 года в_часов на

заседании Специализированного Совета Д 072 05.01 в Московском государственном техническом университете гражданской авиации по адресу : 125493, г.Москва Кронштадтский бульвар, дом 20.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ ГА Отзывы и замечания, заверенные гербовой печатью просим направлять по вышеуказанному адресу.

Автореферат разослан «_»_2004 года.

Ученый секретарь Специализированного совета

д.т.н.,проф. С.К.Камзолов

2-<90£>-4 211$

14<Иььв

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Одной из 1лавных задач современного этапа развития воздушного транспорта является повышение безопасности полетов и эффективности использования воздушных судов (ВС) на основе применения прогрессивных концепций конструирования авиатехники и научно обоснованных систем технической эксплуатация

Отечественный и зарубежный опыт показывает, что надежность ВС существенным образом снижается из-за частичных повреждений планера. К наиболее опасным из них относятся очаги коррозии и трещины усталости, развитие которых в силовых элементах может привести к разрушению конструкции в петом. Особенность усталостных повреждений состоит в отсутствии эффективных и доступных методов предупреждения их возникновения в процессе эксплуатации. Современный уровень диагносшрования степени накопленных повреждений в силовой конструкции позволяет идентифицировать состояние лишь по одному признаку-наличию или отсутствию трещины усталости. Поэтому, для эксплуатации силовой конструкции по состоянию необходимо: во-первых, чтобы она (конструкция) некоторое время «держала трещину» (была живучей), а во- вторых-позволяла проводить периодическую дефектацию (была контролеприг одной) Иначе говоря, характеристики живучести должны быть сбалансированы с выбранной стратегией эксплуатации, а возможность перевода на эксплуатацию по состоянию целиком определяется эксплуатационной живучестью элемента. Введённые в действие 30.12.961. МАК к разделу АП 25.571 методы определения соответствия «Обеспечения безопасности при длительной эксплуатации» (МОС к АП 25.571) допускают использование принципа безопасного ресурса только в том случае, если невозможно обеспечить эксплуа1ационную живучесть Под эксплуатационной живучестью понимается обобщённый термин,

характеризующий свойства конструкции и способ обеспечения её безопасности по условиям прочности и включающий в себя допустимость повреждения и безопасность разрушения (повреждения). Поэтому в настоящее время наблюдается тенденция к увеличению объемов расчетных и экспериментальных исследований живучести элементов и конструкций

Важным направлением исследований является разработка и совершенствование методов оценки характеристик живучести, наиболее значимые из которых представляю] собой скорость и длительность докритического роста грещин при эксплуатационных нагрузках. Они служат основой для определения периодичности контроля, гарантирующею своевременное обнаружение повреждений, обеспечивая тем самым безопасную эксплуатацию ВС по условиям сопротивления усталости.

Несмотря на значительные результаты, полученные специалистами ЦАГИ, ОКБ, 1 осНИИ ГА и других организаций, связанных с прочностными исследованиями и эксплуатацией ВС, ряд проблем живучее ш требует уточнений. В частности это относится к оценкам характеристик живучее ги при режимах нагружения, характерных для условий эксплуатации.

Настоящая работа ориентирована на разработку методов оценки указанных характериешк и обоснование периодичности конгроля силовых элементов планера ВС, что определяет её актуальность и практическую значимость.

При написании настоящей работы автор ставил своей целью разработать и совершенствовав практически реализуемые методы расчётов основных характеристик живучести в условиях эксплуатации планера ВС по состоянию. Исходя из поставленной цели, была определена структура диссертационной работ, и сформулированы основные задачи:

разработать метод оценок скорости и длительности роста трещин при нагружении, применяемом в ресурсных испытаниях авиаконструкций;

провести эксперимен тальные исследования характеристик живучести для установления закономерности развития повреждений при сложных режимах нагружений и апробации теоретических положений работы;

разработать модель расчета вероятности безотказной работы силовых элементов авиаконструкций в условиях проведения периодических проверок;

разработать рекомендации по обоснованию выбора коэффициентов запаса при расчетах периодичности контроля.

Автором получены следующие результаты и разработки, выносимые на защиту:

результаты эксперименIальных исследований длительности и скорое ги роста трещин в плоских образцах и) сплавов В95АТВ и Д16чАТ при нерегулярных нагрузках, проведённых на испытательной установке МТ8 с управляющим компьютером;

модель и экспериментально оцененные параметры расчетов скорости и длительности развития усталостных трещин при нерегулярных режимах нагружения (нагружении с единичной перегрузкой и нагружении «типовой полёт»), позволяющая дать уточненную оценку остаточного ресурса и периодичности контроля тонкостенных элементов авиаконструкций,

метод расчётов и результаты анализа влияния основных эксплуатационных факторов на вероятности безотказной работы силовых элементов планера, по результатам которою возможно обоснование выбора сроков их (элемептов) периодического контроля ,

способ уточнения коэффициентов запаса при определении периодичности контроля в зависимости от качества дефектации.

Достоверность подученных результатов подтверждена корректным использованием математического аппарата теории вероятностей и математической статистики, тестовых проверок, а адеквашость - сопоставлением результатов расчетов с данными натурных и лабораюрных испытаний

Результаты диссертационной работы практически применимы: в научно исследовательских лабораториях при проведении экспериментальных исследований циклической трещиностойкости материалов и -элементов конструкций;

в НИИ I А, ОКБ для опенки степени опасности усталостного повреждения и расчетов скорости и длительности роста трещин на стадиях проектирования и экешгуатации;

для обоснования и расчетов периодичности контроля тонкостенных злеменюв планера ВС.

Основные положения диссертационной работы внедрены в ГосНИИ ГА для оценок периодичности контроля силовых элементов планера ЛА, в ОНИЛ-15 МГГУ ГА для обоснования режимов нагружения при экспериментальных исследованиях, в учебный процесс при выполнении дипломных работ студентами специальности 130300 «Эксплуатация ЛА и АД» и занятиях по дисциплине «Повреждаемость и живучее 1Ь Л А и АД» для магистрантов.

Апробация работы Материалы диссертационной работы доложены и обсуждены на: Международной научно-технической конференции посвященной 80-летию ГА России «Гражданская авиация на современном этапе развития науки техники и общества» (г.Москва, МГТУ ГА, 2003г., 17-18 апреля), Студенческая научная конференция «Компьютер в студенческой науке» (г Москва, 2004 г., 20 апреля), научно техническом семинаре ОНИЛ 15 В полном объеме диссертация докладывалась на расширенном научно-техническом семинаре кафедры «Двигатели летательных аппаратов»

По своей структуре, содержанию и объему диссертационная работа соответствует поставленным задачам и состоит из введения, четырёх разделов, выводов и списка использованных источников Диссертация изложена на 5.16 печатных листах текста, содержит 45 рисунков, 10 таблиц и 104 наименований литературы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В первом разделе рассмотрены задачи обеспечения живучести в связи с современными концепциями проектирования и эксплуатации Проведен анализ эксплуатационных повреждений планера самолета Дана статистика и анализ усталостных повреждений тонкостенных силовых элементов Сформулированы цели и задачи исследований

В результате анализа повреждений, выявленных в эксплуатации и натурных ресурсных испытаниях, исследованы причины возникновения, определены факторы, влияющие на их развитие, и обоснован выбор тонкостенных элементов как объекта исследования Проведенный анализ эксплуатационных повреждений свидетельствует, что основными видами дефекюв планера являются коррозия различного вида (57%) и трещины усталости (25%) Причиной появления усталостных грещин является, как правило, недостаточная усталостная прочность Наибольшее количество дефектов приходится на фюзсляж(77%), крыло (13%) и пилоны (6%) Характерно, что при наработке более 5000 лч после последнего капитального ремонта на 100% ВС выявлена коррозия и на 75% - трещины Отмечаются многочисленные случаи появления трещин в тонкостенных элементах как в самолетах с большим налетом, так и не выработавших ресурс При этом имеет место контролируемое и неконтролируемое развитие дефектов Трещины, «фиксированные на нижней п тоскости крыла при проведении лабораторных натурных испытаниях самолета Ту-134, имели скорость

роста порядка 10 7.

10"3 мм за типовой полет

Второй раздел содержит исследование особенностей развижя грещин при нерегулярных нагрузках по данным литературных источников Приводятся уточнённые автором методы оценок длитечьносш и скорости роста трещин до критических размеров нри нере]-улярном нагружении (нагружении с единичной перегрузкой и нагружении «типовой полёт»), приводятся результаты проведенных эксперимешальных исследований в сопоставлении с данными аналитических расчётов Здесь же даётся описание оборудования и технологии проведения эксперимента.

Основонолатающими работами в области исследований, кинетики усталостных повреждений, анализа долговечности и живучести конструкций являются труды С В Геренсена, В В.Болотина, В 11 Когаева,А Н Махутова В.Сгреляева, В Т Трощенко,Е М. Морозова, МП Степнова, В.В.Никонова Джо Ирвина, Д Дагдейла, Д Броека,Т Ькобори и др. Влияние факторов эксплуатационной нагруженпости на процесс распространения трещин усталости изучалось в работах Н И Гриненко, А Ф Селихова, В Л Райхсра, А.С Гусева,А 3. Воробьева, В.В Никонова, В.СШапкина, А Б. Злочевского, О У ил ера, Дж Вилленбор) а, И Шийве, С. Смита. С Мацуока и других учёных

Однако существующие эмпирические модели развития трещин усталости не являются универсальными и удовлетворительно согласую 1ся лишь с кошеретными условиями проведения экспериментальных исследований Они могут быть классифицированы по единому признаку - способу моделирования механизма развития трещины усталости с учетом эффектов взаимодействия В этой связи возникает необходимость проведения целевого эксперимента и конкретизация модели под конкретный тип нагружения

Для расчета скорости роста трещин предлагается использовать

зависимость вида

di / dN = (р"С[/\К{1)\\

(1)

где ф|- коэффициент замедления скорости роста трещин, ЛК(1) — размах коэффициента ин!енсивносш напряжений (КИН) Сип экспериментально определяемые параметры модели

Для определения коэффициента замедления гтредла! ается использовать уточнённое нелинейное соотношение

1-0- -Л/0/(/-/„))], О</-/0 <Д/0

<р} - ^-(1-%)ехр{Я[1-(А/д-Д/0)/(Д/л-(/^о))1 }. Ы0<1~10<&1Л (2) 1, /-/„>&„

в котором

^0=l-e/2[l~A/0/A/J (3)

- минимальное значение коэффициента замедления, А. параметр модели, который ниже будет конкретизирован по результатам эксперимента.

Приращение длины трещины Д10 рассчитывается с использованием известной по литературным источникам приближенной зависимости

Ч = /Е\гп„ (4)

где г1Ш - размер зоны пластической деформации, образованной действием перегрузочного цикла. В результате анализа данных экспериментальных исследований влияния единичной перегрузки на

гадсржку скорости роста усталостных трещин для металлических материалов численное значение у было принято равным 130.

Так как размер зоны влияния перегрузки близок к удвоенному радиусу зоны пластических деформаций 2гп„, то значение Л1Д может быть рассчитано по формуле Дж .Ирвина

А'д ~ 2г0 = {/31 тс)[Ка{1)!сг02]2 , (5)

где (3 1/3 при реализации у вершины грепцшы условий плоской деформации, р = 1 при реализации плоского напряженного состояния.

Использование нелинейною соотношения (2) позволяет путем вариации параметра А. учитывать изменение формы кривой скорости распространения трещины в зависимости от вида наттряженно-деформированнот о состояния.

В результате проведенных автором экспериментальных исследований установлено, что для образцов с центральной сквозной трещиной, выполненных из листовою сплава Д!6чАТ толщиной 3 мм (в вершине трещины превалирует плоское напряжённое состояние) удовлетворительное соответствие результатов расчета и эксперимента достигается при 1 = 0,01, для образцов толщиной 8 мм и образцов из сплава В95АТВ - при X = 0,1 (рис 1,2).

При испытаниях на долговечность и живучесть элементов конструкции крыла самолета нагружен ие, как правило, производится по блок-программе, имитирующей спектр нагрузок «типового полета». На рис 3 представлен график изменения напряжений за типовой полет в обшивке нижней панели крыла самолета Ил-86 в районе его корневой нервюры Достоверность результатов в этом случае определяется в основном точностью модечьного представления в лабораторных условиях реального нагружения. Использование электрогидравлических установок с управляющими ЭВМ, воспроизводящих различные спектры

■эксплуатационных нагрузок, позволяет в целом решить эту задачу, однако малочисленность этих устновок, а также высокая стоимость проведения испытаний требует развития аналитических моделей процесса распространения трещин усталое га. При этом появляется возможность ограничшь объем экспериментальных исследований ба существенною снижения ючности прогнозирования характеристик живучести.

Для моделирования процесса развития усталостной трещины при нерегулярном нагружении предлагается использовать меюд поциюгового счета, основанный на разработанной автором модели (1) -(5). Реализация алгоритма расчета кинетики усталостной трещины заключается в поцикловом вычислении'

размаха КИН АК (/, !) ¡а ¡-ый цикл нагружеиия, текущего размера зоны пластической деформации гш, коэффициента замедления ф),;

приращения длины трещины за текущий цикл и текущей длины трещины усталости.

С целью апробации разработанных моделей и установления достоверности полученных оценок параметров модели расчетов длительности роста трещин были проведены экспериментальные исследования циклической трещиностойкости на образцах пластинах

Испытания проводились на универсальной электрогидравлической установке MTS с управляющим компьютером PDP 11/05 по программе, разработшгной в ОПИЛ-15 Ml "ГУ ГЛ. Непосредственно перед началом выполнения экспериментальных исследований на1ружение тестировалось с выводом графика нагрузок на двухкоординатный

(6)

М

15

10

/у

<

Ii*

сгт = 70мпа оа = 30 мпа Q = 2

7

t

¿-Л

kOO-O« u у* rO-C-O-Otrt Г

* «. *

- расчет

■ эксперимент"

о 100 200 N " 10'циклы

Рис.1 Развитие трещины в сплаве Д1 6ч АТ (толщина 8 мм) при нагружении с единичной перарузкой

Рис 2 Влияние единичной перорузки на кинетику усталос гной трещины в сплаве В95 АТВ

Рис.3 Блок-программа «типовой полет», применяемая в ресурсных испытаниях крыла самолета Ил-86.

Рис.4 Экспериментальные и расчетные кривые роста трещин при нагружении «типовой полет» для самолета Ил-86

самописец. В качестве материала для проведения экспериментальных исследований были выбраны алюминиевые сплавы Д16ЧАТ и В95АТВ Это обусловлено тем, что эти материалы обладают достаточно контрастными физико-механиическими свойствами и широко применяются в авиационных конструкциях.

Графическая интерпретация полученных результатов, представленных на рис. 1,2, свидетельствует о достаточно высокой корреляции между расчетными и экспериментальными значениями приращений длины усталостной трещины в зоне влияния перегрузки, что свидетельствует о правильности оценок параметров модели и её работоспособности

На рис. 4 приведены расчетные и экспериментальные кривые роста трещин при нагружении «типовой полёт». Представленные результаты позволяют сделать следующие заключения: предлагаемый метод дает удовлетворительную сходимость результатов расчета с данными испытаний при блок-программном нагружении, имитирующем "типовой полет" самолета Ил-86; для оценки периода живучести при данном виде нафужения может применяться и линейная модель (штрих пунктирная линия на рис.4), дающая результат, идущий в запас прочности конструкции

В третьем разделе даётся обзор литературных источников и решается задача оценок показателей надёжности элементов с усталостной трещиной с целью выбора оптимальной периодичности контроля . Представляются результаты численного анализа влияния прочностных и эксплуатационных факторов на надёжность и величину интервалов между осмотрами. Даются рекомендации по уточнению коэффициентов запаса в зависимости от качества дефектации.

Основным способом обеспечения безопасности эксплуатации силовых элементов является введение периодического неразрушающего контроля целостности конструкции. В качестве основной

характеристики процесса контроля состояния можно выделить интервал между осмотрами т и вероятность обнаружения трещины Р„би (I) в момент контроля. При этом будем предполагать, что при обнаружении трещины проводятся мероприятия для ее нейтрализации (замена элемента, ремонт элемента).

Обозначим за время существования трещины в конструкции. В ( частности это время равняется времени от момента образования

трещины до ее обнаружения. Это время является случайной величиной, поскольку оно зависит как от момента образования трещины V,, так и от вероятности обнаружения при однократном осмотре Рп6и (г). Естественно принять за отказ конструкции момент достижения трещиной своего предельного значения, или что тоже самое, момент когда время существования трещины в конструкции Е,, станет равным периоду живучести 1«. Таким образом вероятность безотказной работы определяется соотношением К(1) = Р( 1(1) < 11фи1 ] = Р{[ и ] < 0}

В работе приводится метод расчетов функции РОД, учитывающий в явном виде характеристики процесса развития повреждений и сопротивления усталости, качество дефектации и периодичность контроля.

Многофакторный характер функции вероятности безотказной работы И. позволяет дать качественный и количественный анализ основных характеристик живучести на надежность и периодичность контроля с выбором их рациональных значений.

На рис.5 приведены результаты расчетов, иллюстрирующие зависимость вероятности безотказной работы элемента от периодичности его контроля и вероятности обнаружения трещины при однократном осмотре.

Из рисунка видно, что если конструкция в эксплуатации не

»

контролируется, то даже для элементов с высокой степенью живучести риск разрушения за период эксплуатации довольно высок Для

контролируемых элементов с ростом периода живучести вероятность безотказной работы в значительной степени увеличивается. При некачественной дефектации (низких значениях Ровн ) увеличение частоты осмотров не дает значимых эффектов, а приводит лишь к излишним финансовым затратам. При расчетах периодичности контроля через коэффициенты запаса значения последних должны быть увязаны с качеством методов и средств дефектации.

Рис.5 Зависимость вероятности безотказной работы элемента от вероятности обнаружения трещины и интервала между осмотрами

Принятие нормированного коэффициента, равного двум (что часто и делается) допустимо лишь для надежно контролируемых элементов (вероятность пропуска трещины при однократном осмотре не должна превышать значения 0,1). В противном случае коэффициенты запаса могут достигать и десятикратных значений. В этой связи вопросы

создания диагностической аппаратуры с разработкой эффективных методик диагностирования имеют принципиальное значение для перевода авиатехники на эксплуатацию по состоянию

В четвёртом разделе приводятся практические рекомендации по применению результатов расчтно-экспериментальных зависимостей предложенных в диссертационной работе. Приводится расчёт трещиноопасной зоны крыла самолёта ТУ-154Б с целью обоснования увеличения сроков периодического контроля и обоснования возможности эксплуатации рассматриваемого элемента по состоянию

Для практических расчетов характеристик живучести выделяют три блока решаемых задач: анализ условий функционирования силового элемента; расчет периода живучести, оценка показателей надежности и периодичности контроля. Данная последовательность была практически реализована для анализа характеристик живучести трещиноопасной зоны самолета Ту-154Б В результате проведенных расчетов была обоснована возможность увеличения периодичности контроля с 300 л.ч. до 600 л.ч.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1 Проведенный анализ эксплуатационных повреждений свидетельствует, что основными видами дефектов планера являются коррозия различного вида (57%) и трещины усталости (25%). Причиной появления усталостных трещин является, как правило, недостаточная усталостная прочность.

2. На современном этапе основным направлением совершенствования процессов эксплуатации авиационной техники является ее (техники) перевод на эксплуатацию по состоянию Применительно к планеру и его силовым элементам это вызывает необходимость проведения расчет но-экспериментальных оценок

характеристик живучести и сроков периодического контроля, более углубленного изучения свойств и способов обеспечения безопасности по условиям прочности конструкций с «допустимым повреждением» и «допустимым разрушением».

3. Разработана методика расчетов скорости и длительности развития усталостных трещин при нагружении «типовой полет», позволяющая дать уточненную оценку характеристик живучести и периодичности контроля тонкостенных элементов конструкции.

4 Получены оценки параметров модели роста трещин и исследованы особенности их развития при нерегулярных режимах нагружения путем проведения экспериментальных исследований длительности и скорости роста трещин на образцах из конструкционных сплавов В95АТВ и Д16чАТ на электрогидравлический установке с управляющей ЭВМ.

5. Применение статистических методов для оценки надежности силовых элементов на практике ограничено из-за малого объема, а иногда и отсутствия, особенно на ранних этапах эксплуатации, информации об их отказах. Поэтому целесообразно использование расчетных методов, основанных на результатах исследования механики усталостных разрушений конструкций и позволяющих прогнозировать надежность силовых элементов в процессе их эксплуатации при отсутствии достаточного объема данных об отказах.

6. Предложен уточненный метод расчета вероятности безотказной работы силового элемента планера ВС по условию усталостной долговечности, реализованная в виде алгоритма, дающая возможность:

определять вероятность неразрушения элемента;

проводить численный анализ влияния характеристик процесса образования трещины, живучести элемента, периодичности осмотров и вероятности обнаружения трещины при осмотрах на его вероятность безотказной работы;

выбирать рациональные значения характеристик живучести ■элемента, периодичности осмотров и эффективные методы дефектоскопии, обеспечивающие заданный уровень вероятность безотказной работы;

уточнять коэффициенты запаса в зависимости от качества дефектации.

Основное содержание диссертации изложено в работах

1. Никонов В.В., Трофимов А.М Расчет периода живучести при нагружении «типовой полет» // Научный вестник Ml ТУ ГА, сер.Аэромеханика и прочность № 73. М.: МГГУ ГА 2004 с.138-141

2. Дроздова O.E., Никонов В.,В., Трофимов А.М Установление сроков неразрушающего контроля силовых элементов авиаконструкций // Научный вестник Mil У ГА, сер .Аэромеханика ипрочность N° 73. М МГТУ ГА 2004. с. 127-131.

3. Никонов В.В., Трофимов AM Ресурсы планера и двигателя Учебное пособие для дипломного проектирования специальности 130300. М.; МГТУ ГА, 2003, 36 с.

4. Трофимов A.M. Моделирование процессов развития трещин при нагружении «типовой полет» Компьютер в студенческой науке Доклады и тезисы студенческой научной конференции М., МГТУ ГА, 2004, с.47.

5. Трофимов А М. Алгоритм оценок сроков неразрушающего контроля авиаконструкций . Компьютер в студенческой науке Доклады и тезисы студенческой научной конференции. М., МГТУ ГА, 2004, с.48

6. Никонов В.В., Трофимов A.M. О методах обоснования расширения сроков периодического контроля силовых элементов. // Научный вестник МГТУ ГА, сер.Аэромеханика и прочность № 74 М.: МГТУ ГА 2004. (в печати).

Подписано в печать 27 10 04 г Печать офсетная Формат 60x84/16 1,25 уч-изд л

1,16услпечл Заказ №1312Тираж 75 ж

Московский I осударст венный технический университет ГА 125933 Москва, Кронштадтский бульвар, д 20 Редакционно-издательский отдел 125493 Москва, ул Пулковская, д 6а

© Московский государственный технический университет ГА, 2004

РНБ Русский фонд

2006-4 2118

Введение.

1. Современное состояние проблем оценок характеристик живучести элементов конструкции.

1.1. Задачи живучести в связи с современными концепциями проектирования и эксплуатации самолетов ГА.

1.2. Анализ основных эксплуатационных повреждений планера ВС.

1.3. Усталостные разрушения силовых элементов планера.

1.4. Постановка задач исследования.

2.Методика расчетной оценки скорости и длительности развития трещин при нерегулярном нагружении.

2.1 Состояние вопроса в области расчетно-экспериментальных исследований кинетики трещин при нерегулярном нагружении.

2.1.1. Развитие усталостных трещин при нагружении с единичной перегрузкой.

2.1.2. Развитие усталостных трещин при блок-программном нагружении.

2.1.3. Выбор направлений исследования по результатам обзора.

2.2. Методика расчетной оценки.

2.2.1. Назначение методики и область применения.

2.2.2. Исходные данные для расчетов.

2.2.3. Оценка длительности развития трещин усталости при циклическом нагружении с единичной перегрузкой.

2.3. Алгоритм расчета скорости и длительности развития усталостных трещин.

2.3.1. Сущность алгоритма.

2.3.2. Расчет длительности развития трещин при блокпрограммном нагружении.

2.3.3. Расчет кинетики трещин при нагружении «типовой полет».48 2.4. Экспериментальное оборудование и технология проведения эксперимента.

3. Оценка периодичности контроля силовых элементов по условиям обеспечения усталостной долговечности.

3.1. Анализ подходов к исследованию надежности по условиям усталостной долговечности силовых элементов

3.2. Оценка надежности силового элемента планера ВС в условиях проведения периодического контроля.

3.3. Программная реализация разработанной модели и примеры ее применения для исследования влияния характеристик живучести и условий эксплуатации на надежность силового элемента.

3.4. Уточнение коэффициентов запаса с учётом качества дефектации.

4. Рекомендации по практическому использованию результатов исследования

4.1. Общая схема процедуры расчетов характеристик живучести

4.2. Расчет характеристик живучести трещиноопасной зоны фюзеляжа самолета Ту 154 Б с целью обоснования увеличения периодичности контроля и обоснования возможности эксплуатации по состоянию.

4.2.1. Анализ условий функционирования элемента.

4.2.2. Оценка периода живучести и скорости роста трещин.

4.2.3. Расчет надежности и периодичности контроля.

Одной из главных задач современного этапа развития воздушного транспорта является повышение безопасности полетов и эффективности использования воздушных судов (ВС) на основе применения прогрессивных концепций конструирования авиатехники и научно обоснованных систем технической эксплуатации.

Отечественный и зарубежный опыт показывает, что надежность ВС существенным образом снижается из-за частичных повреждений планера. К наиболее опасным из них относятся очаги коррозии и трещины усталости, развитие которых в силовых элементах может привести к разрушению конструкции в целом. Особенность усталостных повреждений состоит в отсутствии эффективных и доступных методов предупреждения их возникновения в процессе эксплуатации. Современный уровень диагностирования степени накопленных повреждений в силовой конструкции позволяет идентифицировать состояние лишь по одному признаку-наличию или отсутствию трещины усталости. Поэтому, для эксплуатации силовой конструкции по состоянию необходимо: во-первых, чтобы она (конструкция) некоторое время «держала трещину» (была живучей), а во-вторых, позволяла проводить периодическую дефектацию (была контролепригодной). Иначе говоря, характеристики живучести должны быть сбалансированы с выбранной стратегией эксплуатации, а возможность перевода на эксплуатацию по состоянию целиком определяется эксплуатационной живучестью элемента. Введённые в действие 30.12.96г. МАК к разделу АЛ 25.571 [1]. Методы определения соответствия «Обеспечения безопасности при длительной эксплуатации» (МОС к АП 25.571) допускают использование принципа безопасного ресурса только в том случае, если невозможно обеспечить эксплуатационную живучесть. Под эксплуатационной живучестью понимается обобщённый термин, характеризующий свойства конструкции и способ обеспечения её безопасности по условиям прочности и включающий в себя допустимость повреждения и безопасность разрушения (повреждения)[ 1 ]. Поэтому в настоящее время наблюдается тенденция к увеличению объемов расчетных и экспериментальных исследований живучести элементов и конструкций.

Важным направлением исследований является разработка и совершенствование методов оценки характеристик живучести, наиболее значимые из которых представляют собой характеристики циклической трещиностойко-сти и остаточной долговечности при эксплуатационных нагрузках. Они служат основой для построения графика профилактических осмотров, гарантирующих своевременное обнаружение повреждений, обеспечивая тем самым безопасную эксплуатацию ВС по условиям сопротивления усталости. Настоящая работа ориентирована на разработку методов оценки указанных характеристик и обоснование периодичности контроля силовых элементов планера ВС, что определяет её актуальность и практическую значимость.

При написании настоящей работы автор ставил своей целью разработать практически реализуемые методы расчётов основных характеристик живучести в условиях эксплуатации планера ВС по состоянию. Исходя из поставленной цели, была определена структура диссертационной работы.

Работа состоит из четырёх разделов. Учитывая, что подходы к оценкам длительности роста трещин и периодичности контроля различны, обзоры по данным проблемам приведены раздельно.

В первом разделе рассмотрены задачи обеспечения живучести в связи с современными концепциями проектирования и эксплуатации. Проведен анализ эксплуатационных повреждений планера самолёта. Дана статистика и анализ усталостных повреждений тонкостенных силовых элементов. Сформулированы цели и задачи исследований.

Второй раздел содержит исследование особенностей развития трещин при нерегулярных нагрузках по данным литературных источников. Приводятся уточнённые автором методы оценок длительности и скорости роста трещин до критических размеров при нерегулярном нагружении (нагружении с единичной перегрузкой и нагружении «типовой полёт»), приводятся результаты проведенных экспериментальных исследований в сопоставлении с данными аналитических расчётов. Здесь же даётся описание оборудования и технологии проведения эксперимента.

В третьем разделе даётся обзор литературных источников и решается задача оценок показателей надёжности элементов с усталостной трещиной с целью выбора оптимальной периодичности контроля . Представляются результаты численного анализа влияния прочностных и эксплуатационных факторов на надёжность и величину интервалов между осмотрами. Даются рекомендации по уточнению коэффициентов запаса в зависимости от качества дефектации.

В четвёртом разделе приводятся практические рекомендации по применению результатов расчтно-экспериментальных зависимостей предложенных в диссертационной работе. Приводится расчёт трещиноопасной зоны крыла самолёта ТУ-154Б с целью обоснования увеличения сроков периодического контроля и обоснования возможности эксплуатации рассматриваемого элемента по состоянию.

При написании диссертационной работы автор пользовался терминологией документов АП 25.571, МОС к АП 25.571, а также терминами, широко используемыми в специальной литературе по эксплуатационной живучести [2,3].

Научная новизна работы заключается в том, что на основе модели надежности, новых экспериментальных результатов и с учетом эксплуатационных данных о повреждениях и требований АП 25571 разработана методика расчетов скорости и длительности развития усталостных трещин при нерегулярных режимах нагружения, позволяющая дать уточненную оценку остаточного ресурса и периодичности контроля тонкостенных элементов авиаконструкций; проведен анализ влияния основных эксплуатационных факторов на надежность силовых элементов, по результатам которого возможно обоснование перевода силовых элементов на эксплуатацию по состоянию в зависимости от характеристик живучести авиаконструкций; установлена взаимосвязь коэффициентов запаса при определении периодичности контроля в зависимости от качества дефектации.

Достоверность полученных результатов подтверждена корректным использованием математического аппарата теории вероятностей и математической статистики, тестовых проверок, а адекватность - сопоставлением результатов расчетов с данными натурных и лабораторных испытаний.

Результаты диссертационной работы практически применимы для оценки степени опасности усталостного повреждения и расчетов скорости и длительности роста трещин на стадиях проектирования и эксплуатации; анализа влияния условий эксплуатации и обоснования применения назначенных ресурсов; расчетов периодичности контроля с помощью традиционного для авиастроения подхода - «по запасам».

Основное содержание диссертации опубликовано в пяти печатных работах, доложены в пяти докладах на научно-технических конференциях и семинарах

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1. Проведенный анализ эксплуатационных повреждений свидетельствует, что основными видами дефектов планера являются коррозия различного вида (57%) и трещины усталости (25%). Причиной появления усталостных трещин является, как правило, недостаточная усталостная прочность.

2. На современном этапе основным направлением совершенствования процессов эксплуатации авиационной техники является ее (техники) перевод на эксплуатацию по состоянию. Применительно к планеру и его силовым элементам это вызывает необходимость проведения расчетно экспериментальных оценок характеристик живучести и сроков периодического контроля, более углубленного изучения свойств и способов обеспечения безопасности по условиям прочности конструкций с «допустимым повреждением» и «допустимым разрушением».

3. Разработана методика расчетов скорости и длительности развития усталостных трещин при нагружении «типовой полет», позволяющая дать уточненную оценку характеристик живучести и периодичности контроля тонкостенных элементов конструкции.

4. Получены оценки параметров модели роста трещин и исследованы особенности их развития при нерегулярных режимах нагружения путем проведения экспериментальных исследований длительности и скорости роста трещин на образцах из конструкционных сплавов В95 АТВ и Д 16чAT на электрогидравлический установке с управляющей ЭВМ.

5. Применение статистических методов для оценки надежности силовых элементов на практике ограничено из-за малого объема, а иногда и отсутствия, особенно на ранних этапах эксплуатации, информации об их отказах. Поэтому целесообразно использование расчетных методов, основанных на результатах исследования механики усталостных разрушений конструкций и позволяющих прогнозировать надежность силовых элементов в процессе их эксплуатации при отсутствии достаточного объема данных об отказах.

6. Предложен уточненный метод расчета вероятности безотказной работы силового элемента планера ВС по условию усталостной долговечности, реализованная в виде алгоритма, дающая возможность: определять вероятность неразрушения элемента; проводить численный анализ влияния характеристик процесса образования трещины, живучести элемента, периодичности осмотров и вероятности обнаружения трещины при осмотрах на его вероятность безотказной работы; выбирать рациональные значения характеристик живучести элемента, периодичности осмотров и эффективные методы дефектоскопии, обеспечивающие заданный уровень вероятность безотказной работы; уточнять коэффициенты запаса в зависимости от качества де-фектации.

1. Авиационные правила 25.571 Обеспечение безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации.

2. Арепьев А.Н., Громов М.С., Шапкин B.C. Вопросы эксплуатационной живучести авиаконструкций.- М.: Воздушный транспорт, 2002,424 с.

3. ГОСТ 27.002-83. Надежность в технике. Термины и определения. М., изд-во Стандартов, 1983 , 30с.

4. Смирнов Н.Н., Ицкович А.А. Обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию. М., Транспорт, 1980. - 229 с.

5. Стреляев B.C., Никонов В.В., Уриновский Б.Д. Методические основы обеспечения работоспособности конструкций с допустимыми усталостными повреждениями. М., Машиностроение, 1986. - 56 с.

6. Никонов В.В.,Стреляев B.C. Расчетно экспериментальная оценка циклической трещиностойкости при эксплуатационных режимах нагружения. М.: Машиностроение 1991 68 с.

7. Никонов В.В. Проблемы живучести в контексте перевода авиатехники на эксплуатацию по состоянию. Научный Вестник Ml "ГУ ГА,М.,2004.

8. Метелкин Е.С., Ковалевский С.А. Анализ и обобщение документирования технического состояния самолетов Ил-76Т, ТД., Научный Вестник МГТУ ГА, № 53, МГТУ ГА, 2002, с.35-42.

9. Аралов Г.Д., Мокпгганцев BJB. Состояние и перспективы решения задач повышения надежности, долговечности и ресурсов конструкции самолетов гражданской авиации. Воздушный транспорт. Обзорная информация. ЦНТИГА, 1984.-47 с.

10. Когаев В.П., Махутов Н.А., Гусенков А.П. Расчеты деталей машин и конструкций на прочность и долговечность. М.: Машиностроение, 1985. 224 с.

11. Бойцов Б.В. Прогнозирование долговечности напряженных конструкций. Комплексное исследование шасси самолета. М.: Машиностроение, 1985. 232 с.

12. Уилер О.Е. Спектр нагрузок и рост трещины// Теоретические основы инженерных расчетов. 1972. № I.e. 200-206.13.0дзи К. Распространение.усталостных трещин при действии переменной нагрузки// Дзайрё, пер. с яп. 1977. Т. 26. ~ 287. с.801-811.

13. Когаев В.П., Лебединский С.Г. Развитие усталостных трещин в области влияния перегрузки// Проблемы прочности. 1985. № 11. с. 35-41.

14. Когаев В.П., Бойцов Б.В., Петухов Ю.В. Влияние перегрузок на скорость развития усталостных трещин// Проблемы прочности. 1986. № 3. с. 3-7.

15. Лебединский С.Г. Вероятностная модель развития усталостных трещин и оценка живучести элементов машин// Диссертация на соискание ученой степени канди дата технических наук. М.: Ин-т машиноведения ИМ. А.А.Благонравова АН СССР, 1987. 230 с.

16. Tanaka К., Matsuoka S., Schmidt V., Кипа М. Influence of specimen geometry on delayed retardation phenomena of fatigue crack growth in HT80 steel and A5083 aluminium alloy// Journ. Adv. in Fracture Res. 1982. v. 4. P. 17891798.

17. Mills W.J., Hertzberg R.W. The effect of sheet thickness of fatigue crack retardation in 2024-T3 Aluminium Alloy//Eng. Fract. Mech. 1975. v. 7. P. 705711.

18. Никонов В.в. Шапкин B.C. Влияние положительной перегрузки на кинетику развития усталостной тещины. // Прочность элементов авиационных конструкций: Межвуз.научн.сборник Уфа УАИ, 1987.-С.62-67.

19. Fatigue crack growth under spectrum loads//ASTM STP 595. Amer.Soc. for Test.Mater.,1976, P/339-351.

20. Matsuoka S., Tanaka K., Kawahara M. The retardation phenomenon of fatigue crack growth in HT80 Steel// Eng. Fracture Mech. 1976. v. 8. P. 507-523.

21. Matsuoka S., Tanaka K. Delayed retardation phenomenon of fatigue crack growth resulting from a single application of overload// Eng. Fracture Mech. 1978. v. 10 P. 515-525.

22. Mingda G., Yongkui Z., Minggao У. An evaluation of overload models on the retardation behavior in a Ti-6AL-4V alloy//Fatigue of EngJMat. and Struct. 1982. v. 5. N2. P. 167-176.

23. Matsuoka S., Tanaka K. The influence of sheet thickness on delayed retardation phenomena in fatigue crack growth in HT80 steel and A5083 aluminiumalloy // Eng. Fracture Mech. 1980. v. 13 P. 293-306,

24. Tanakaju Keiro, Ando Zenji, Nagae Koshi/ Effectof sheet thickness on fatigue crack retardation and crack closure in low carbon steel// Trans. Jap. Soc. Mech. Eng., 1986. A52. N 474.Р.284-290/

25. Vecchio R.S., Hertzberg R.W., Jaccard R. Overload induced crack growth rate attenuation behavior in aluminium alloys// Journ. Scr. Metallurg. 1983. V. 17. P. 343346.

26. Von Euw E.F.J., Hertzberg R.W., Roberts. In stress Analysis and Growth of Cracks// ASTM STP 513. American Society for Testing and Materials, 1972. P. 230 242.

27. MillsW.J., Hertzberg R.W.//In Jorn.Eng.Fract.Mech. 1975. V.7, Р.705

28. Robin C., Louah M., Pluvinage G. Influence of an overload on the fatigue crack growth in steels// Fatigue of Eng. Mat. and Struct. 1983. v. 6. N 3. P. 113.

29. Yang-Bing-Xian. A crack growth model under spectrum loading//JCAS Proc., 13-th Congr.Int.CouncAeron.SCJ/AJAA Aircraft Syst. and Tech-nol.Conf.,1982, v.2,N l,P.837-843.

30. Hsu Т., Lassiter L. Effects of compressive overloads on fatigue crack growth// AIAA PaperN 74-365.1974. P. 1-7.

31. Stephens R.I., Chen D.K., Horn B.W. In Fatigue Crack Growth Under Spectrum Loads// ASTM STP 595. American Society for Testing and Materials, 1976. P. 113.

32. Crandall G.M., Hillberry B.M. Effect of stress level on fatigue crack delay behavior// Fracture 1977,4-th Intern. Conf. on Fracture. 1977, Waterloo, Canada,1977. v. 2. P. 1009-1015.

33. Yasufiimi I., Tomokazu M. Fatigue crack growth retardation due to compressive overloads // Нихон кикай гакай ромбунсю. Trans. Jap. Soc. Mech. Eng. 1986. A52. N481. P. 2134-2138.

34. Koterazawa R., Mori M., Matsui Т., Shimo D. // Trans. Amer. Soc. of Mech. Eng. ASME. Ser.l 1, 1973, v.95. P.202

35. Стреляев B.C.,Никонов В.В.,Байков B.M. Экспериментальное исследование циклической трещиностойкости при случайном нагружении на установках с управляющими ЭВМ // Заводская лаборатория.- 1987.-№ 12.-с.62-67

36. McMillan J.C., Pelloux R.M.N. Fatigue crack propagation under program and random loads// In Fatigue crack propagation. ASTM STP 415. American Society for Testing and Materials, 1967- P. 505

37. Schijve J. Effect of load sequences on crack propagation under random and program loading// Eng. Fract. Mech. 1973 v 5 P.269-280.

38. Викторов B.B., Злочевский А.Б., Махутов H.A., Мельничук П.П. Рост поверхностных трещин при регулярном и случайном процессах нагружения // Известия АН СССР. Механика твердого тела. 1985. N 6. С. 175-182.

39. Занятое С.Е. Исследование живучести типовых элементов авиаконструкций с учетом эксплуатационной нагруженности. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Москва: ВЗИТЛП. 1987. 265 с.

40. Воробьев А.3~, Басов В.Н., Свирский Ю.А. Ушаков И.Е., Кулына В.И. Применение типовых программ для экспериментальной оценки долговечности при нестационарном циклическом нагружении // Проблемы прочности. 1981. № 12. С. 32-35.

41. Yoshimichi К., Hiroshi М., Shotaro К. Fatigue crack propagation behavior in 2024-T3 aluminium alloys under simplified flight-simulation loading // Ни-хон кикай гаккай ромбунсю/ Trans. Jap. Soc. Mech. Eng. 1986. A52. N 481, P. 2143-2148.

42. Schijve J. Four Lectures on fatigue crack growth // Eng. Fract. Mech. 1979. V.ll P. 167-221.

43. Schijve J., Vlutters A.M., Ichsan and J.C. Provo Kluit. Crack growth in aluminium alloy sheet material under flight-simulation loading // Int. Journ. Fatigue. 1985. V. 7. N 3. P. 127-136.

44. Никонов В.В.,Байков B.M. Программное обеспечение экспериментальных исследований циклической трещиностойкости при нерегулярном нагружении // Информационный листок № 259-87. М.: МГЦ НТИ, 1987. с. 1-3

45. Никонов В.В.,Байков В.М. Численная оценка параметров уравнения роста трещин с учетом зоны пластичности // Информационный листок № 87--Зю Мю: МГЦ НТИ 1987ю сю 1-3

46. Callager J.P., Hughes T.F. Influence of yield strength on overload affected fatigue crack growth behavior in 4340 Steel.// AFFDL TR - 74 -27,'WPAFB. Ohio, 1974.

47. Newman J.C. A crack-closure model for predicting fatigue crack growth under aircraft spectrum loading/ZMeth. and Mod. for Predict. Fatigue Crack Growth under Rand. Loading. ASTM STP 748. American Society for Testing and Materials. 1981. P. 53-84.

48. Broek D., Smith S.H. The prediction of fatigue crack growth under flight-by-flight loading // En./ Fract. Mech. 1984,v.l 1. P. 123-141.

49. Никонов B.B., Трофимов A.M Расчет периода живучести при нагружении «типовой полет» // Научный вестник МГТУ ГА № 73. М.: МГТУ ГА 2004. с. 111-115

50. Дроздова О.Е., Никонов В.,В., Трофимов А.М. Установление сроков неразрушающего контроля силовых элементов авиаконструкций » // Научный вестник МГТУ ГА № 73. М.: МГТУ ГА 2004. с.116-120

51. Никонов В.в., Трофимов А.М. Ресурсы планера и двигателя Учебное пособие для дипломного проектирования специальности 130300. М.; МГТУ ГА, 2003,36 с.

52. Трофимов А.М. Моделирование процессов развития трещин принагружении «типовой полет». Тезисы доклада конференции «Компьютер в студенческой науке».М.: МГТУ ГА 2004. 1с.

53. Трофимов А.М. Алгоритм оценок сроков неразрушающего контроля авиаконструкций. Тезисы доклада конференции «Компьютер в студенческой науке».М.: МГТУ ГА 2004. 1с.

54. ГОСТ 18322-78. Система технического Обслуживания и ремонта техники. Термины и определения. М., изд-во Стандартов, 1978 ,13с.

55. ГОСТ 25866-83. Эксплуатация техники. Термины и определения. М., изд-во Стандартов, 1983 , 5с.

56. Барлоу Р. Прошан Ф. Статистическая теория надежности и испытания на безопасность. М., Наука, 1984. - 327 с.

57. Барлоу Р., Прошан Ф. Математическая теория надежности. М. Советское радио, 1969. 485 с.

58. Болотин В.В. Прогнозирование ресурса машин и конструкций. М., Машиностроение

59. Болотин В.В. Применение методов теории вероятностей и теории надежности в расчетах сооружений. М., Стройиздат, 1971. - 285 с.

60. Болотин В.В. О безопасных размерах трещин при случайном нагружении. Известия .АН СССР, Механика твердого тела, 1980, № I, с.124-130.

61. Гнеденко В.В., Беляев Ю.К., Соловьев А.Д. Математические методы в теории надежности. М., Наука, 1965. - 524 с.

62. ГерцбахИ.Б. Модели профилактики.-М. ,Сов.радио, 1969.- 214с.

63. Герцбах И.Б., Кордонский Х.Б. Модели отказов. М., Сов. радио, 1966.- 167 с.

64. Гутченко IO.H. Обоснование сроков проведения выборочных профилактических осмотров планеров самолетов. Дис .канд. тех. наук. М., 1979. - 257 с.

65. Дроздова О.Е. Исследование надежности летательного аппарата как сложной технической системы и последствий отказов на безопасность полетов. Материалы конф. ИВВАИУ, поев. 50-летию училища. Иркутск, 1981, с. 54-61.

66. Дроздова О.Е. Метод расчета режима ТОЛА как сложной многофункциональной системы. Материалы Y1 научно-технической конф. молодых научных сотрудников. Вып. 4847 ЗЕС, 1982, с. 9293.

67. Документ для планирования программ технического обслуживания авиакомпаниями и разработчиками ( MSG-3). Пер. с англ. М., ЦНТИ ГА, 1982 , -102 с.

68. Козлов Б.А., Ушаков И.А., Справочник по расчету надежности аппаратуры радиоэлектроники и автоматики. М., Советское радио, 1975. 472 с.

69. Кордонский Х.Б., Мартынов Ю.А., Корсаков Б.Е. Основы статистического анализа данных о неисправностях и отказах авиационной техники.

70. Рига, РКИИГА, 1974. 134 с.

71. Надежность и живучесть самолетных конструкций. Обзор. Составит.: Г.И.Нестеренко, Г.JI.Кожевникова. М., ЦАГИ, ОНТИ, 1976, М 465.-70 с.

72. Никонов В.В. Расчет надежности силовых элементов с учетом периодической дефектоскопии. В сб.: Динамика, выносливость и надежность авиационных конструкций и систем. М., МИИГА, 1980, с. 107-111.

73. Методика формирования программы ТО и Р функциональной системы самолета. Методика. Московский институт инженеров гражданской авиации. М., МИИГА, ГосНИИЭРАТ ГА, 1980. 54 с.

74. Ржаницын А. Р. Расчет сооружений с учетом пластическихсвойств материалов. М., Стройиздат, 1954.

75. Сакач Р.В., Мартынов Ю.А. Эксплуатационная живучесть и надежность конструкций граждансЮ!х самолетов. Труды Гос НИИГА, 1972, ВЫП. 81.-143 с.

76. Сеник В .Н. Анализ характеристик развития усталостных трещин вэлементах авиационных конструкций по данным эксплуатации. Труды ЦАГИ, 1975, № 1671, с. 17-27.

77. Сервисен С.В., Когаев В.П., Шнейдерович P.M. Несущая способность и расчеты деталей машин на прочность. М.: Машиностроение, 1975. -488 с.

78. Смирнов Н.Н. Актуальные задачи проблемы повышения 3q<j>eHTHBHOCTH технической эксплуатации летательных аппаратов. В кн.: Инженерное обеспечение повышения эффективности технической эксплуатации летательных аппаратов. М., РИО МИИГА, 1985, с. 3-11.

79. Смирнов Н.Н., Андронов A.M., Владимиров Н.И., Лемин Ю.И. Эксплуатационная надежность и режимы технического обслуживания самолетов. М., Транспорт, 1974. - 303 с.

80. Смирнов Н.Н., Ицкович А.А. Обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию. М., Транспорт, 1980. - 229 с.

81. Стрелецкий Н.С. Основы статистического учета коэффициентов запаса прочности сооружений. М., Стройиздат, 1947.

82. Степанов С.В., Профилактические работы и сроки их проведения. -М., Советское радио, 1972. 136 с.

83. Фрейденталь A.M. Статистический подход к хрупкому разрушению. В кн.: Разрушение / т.2 / Под ред. Г.Либовица.- М., Мир, 1975, с. 616645.

84. Черепанов Г.П., Смольский В.М. К расчету среднего времени доразрушения панели с трещиной от случайной нагрузки. -М., Машиностроение, № 6,1975, с. 32-35.

85. Барзилович Е.Ю., Воскобоев В.Ф. Эксплуатация авиационных систем по состоянию: Элементы теории. М., Транспорт, 1981. -197 с.

86. Анцелович JI.JI Надежность, безопасность и живучесть самолета. -М., Машиностроение, 1985. 295 с.

87. Регламент технического обслуживания самолета Ил-86. Регламент / Редиздат МГА. М., 1980.

88. Davis D. J. An analysis of some failure data/ J. Amer Statist. Assoc., 1952, V.47.N258, p.l 13-150.

89. Epstein В., Sobel M. Life testing-J. Amer Statist. Assoc., 1953, v.48. N 263, p.486-502

90. Hook F.N. A new look at strutural reliability and risk theory. AIAA J., V.17.N9. p.980-987.

91. Hook F.N. Aircraft strutural reliability and risk theory. a review. -1977, 50p.(ARL Struc. TM-253)/

92. Lundberg В., Eggwerts S. A statistical method for fail-safe design with respect to aircraft fatigue.- Stockholm, 1964,-26p.,(FAA Report N 99).

93. Shawver W.R., Sloter L.E.,Stracener J.T., White D.J. Determination of aircraft structural inspection intervals. Proc. Annual Reliability and Maimtain-ability Sympisium.-1981, p.452-458.

94. Yang J.N., Trapp W.J. Inspection frequency optimization for aircraft structureses based on reliability analysis.-Journal of aircraft, 1975, v. 12, N 5 p.494

95. Yang J.N., Trapp W.J. Reliability analysis of structures under random loading and periodic inspection.- AIAA Journal, 1974, v. 12, N 12, p. 1623-1630.

96. Erdogan F. Crack propogation theories, NASA-CR-901,1967.

97. Yang J.N. Statistical estimation of economic life for aircraft structures.- J. Aircraft, 1980, v.17, N 7 p. 528-535.

98. FAA orders B-747 inspections. "Interavia air Left.", 1986, N 10932.