автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Повышение усталостной долговечности высоконагруженных зон конструкций самолетов и качества их стендовых испытаний

На правах рукописи

Адегова Людмила Алексеевна

ПОВЫШЕНИЕ УСТАЛОСТНОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ЗОН КОНСТРУКЦИЙ САМОЛЁТОВ И КАЧЕСТВА ИХ СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ

Специальность 05.07.03 - Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Новосибирск - 2009

003479515

Работа выполнена в Федеральном государственном унитарном предприятии «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С.А. Чаплыгина»

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

Ведущая организация:

доктор технических наук, с.н.с. Белов Василий Кириллович

доктор технических наук, с.н.с. Щербань Константин Степанович,

доктор технических наук, профессор Присекин Виктор Леонтьевич

ОАО «ОКБ Сухого», г. Москва

Защита состоится « 5 » ноября 2009 г. в 15® часов на заседании диссертационного совета Д 212.173.13 при ГОУ ВПО «Новосибирский государственный технический университет» по адресу: 630092, г. Новосибирск, пр. Карла Маркса, д. 20.

Автореферат разослан « ^ » октября 2009 г.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке «Новосибирского государственного технического университета».

Учёный секретарь диссертационного совета кандидат технических наук, доцент

Иванцивский В.В.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТКА РАБОТЫ

Актуальность исследований.

Обеспечение высокого проектного ресурса авиационной техники относится к числу приоритетных направлений развития отечественного авиастроения. Достигнутый уровень научно-технического прогресса позволяет создавать высокоресурсные конструкции и в настоящее время закладываются условия, при которых длительность эксплуатации современных пассажирских самолётов должна составлять не менее 20 лет при общем ресурсе планера до 60000 -70000 лётных часов и более.

Большой вклад в изучение усталостной долговечности и ресурса авиационной техники внесли специалисты НИИ и ОКБ отрасли: В.И. Абрамов, JI.B. Агамиров, Н.И. Баранов, А.И. Блинов, В.В. Болотин, А.Г. Братухин, С.А. Вигдорчик, А.З. Воробьёв, И.Б. Герцбах, В.П. Когаев, В.Г. Лейбов,

B.Б. Лоим, А.И. Макаревский, Г.И. Нестеренко, Б.И. Олькин, Н.П. Пестов, Л.И. Приказчик, В.Л. Райхер, Т.С. Родченко, М.В. Савенков, А.Ф. Селихов,

C.B. Серенсен, О.С. Сироткин, В.Н. Стебенев, В.Е. Стрижиус, Ю.А. Стучалкин, B.C. Шапкин, Е.В. Шахатуни, В.П. Шунаев, К.С. Щербань и многие другие.

В основных положениях и формулировках современных нормативных документов, регламентирующих свод требований к прочности самолёта, для повышения долговечности высоконагруженных зон конструкций особое внимание отводится как испытаниям, так и проведению прочностных расчётов.

Процесс проведения современных ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций достаточно трудоемкий и дорогостоящий. В зависимости от типа испытываемого летательного аппарата и вида программы испытаний стоимость таких испытаний составляет десятки и даже сотни миллионов рублей. На время проведения испытаний весьма заметно сказываются простои во время испытаний. Наибольший процент простоев по статистике среди прочих причин составляют простои, связанные с проведением ремонтов разрушившихся элементов конструкции в процессе стендовых испытаний.

Повышение качества ресурсных испытаний и сокращение их сроков проведения можно добиться проведением параллельно с реальным экспериментом виртуального численного эксперимента.

Анализ причин возникновения разрушений, определение и повышение их усталостной долговечности за счёт доработок являются задачами комплекса расчётных исследований.

Для решения поставленных задач расчётные исследования должны проводиться в максимально короткие сроки и с минимальными допущениями, определяющимися соответствием расчётной схемы реальной конструкции, максимальным соответствием расчётных условий нагружения условиям эксплуатации, а также достаточно точным моделированием условий закрепления при численных исследованиях.

В настоящее время расчётные методы исследования общего и местного напряжённо-деформированного состояния (НДС) конструкции основаны на широком использовании метода конечных элементов (МКЭ). Применение ко-

нечно-элементного анализа даёт возможность создавать компьютерную модель конструкции и моделировать действующие в эксплуатации нагрузки до разработки физического прототипа, что позволяет экономить финансовые средства на этапах исследований, проектирования, технологических разработок и производства.

Исследования, проведённые в диссертации, представляют собой часть плановых работ, проводимых в СибНИА в рамках выполнения мероприятий федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года».

Цель и задачи исследований.

Целями данной работы являются:

■ Повышение усталостной долговечности критических зон конструкций самолётов на этапе ресурсных испытаний.

■ Повышение качества, снижение стоимости и сроков проведения испытаний натурной авиационной техники.

Для достижения поставленных целей необходимо решить следующие задачи:

1. Выявить критические зоны конструкций самолётов по критерию усталостной долговечности и провести её расчётную оценку.

2. Выполнить расчётное обоснование эффективности рекомендуемых вариантов ремонта и доработок повреждённых конструкций.

3. Провести прогнозирование высоконагруженных зон в обоснование контроля целостности конструкции и своевременного обнаружения повреждений на ранних стадиях их развития.

4. Определить оптимальный порядок проведения испытаний и разработать оптимальные схемы тензометрии до начала проведения стендовых испытаний конструкций.

Объект исследования.

Объектами исследования являются натурные авиационные конструкции, проходящие стендовые статические и ресурсные испытания.

Методы исследования.

В диссертационной работе использовались численные и аналитические методы строительной механики, методы расчёта статической прочности и усталостной долговечности авиационных конструкций, экспериментальные методы исследования напряжённо-деформированного состояния натурных самолётов. Анализ общего и местного НДС авиаконструкций в работе выполнен с помощью метода конечных элементов. В работе автор руководствовался нормативными документами авиационной промышленности - Авиационными правилами (АП) и справочными данными по выносливости конструктивных самолётостроительных сплавов.

Научная новизна исследования.

■ Усовершенствована методика определения усталостной долговечности, позволяющая повышать ресурс и качество стендовых испытаний конструкций самолётов и основанная на виртуальном численном эксперименте реальной конструкции.

■ Виртуальным численным экспериментом определены зоны с низкой усталостной долговечностью, разработаны и обоснованы варианты доработок и ремонтов слабых и повреждённых элементов конструкций самолётов.

• Расчётным путём решена задача по обеспечению качества стендовых испытаний натурных конструкций самолётов.

Практическая значимость и реализация результатов исследований.

Результаты исследований, проведённые в диссертационной работе, позволили повысить усталостную долговечность критических зон конструкций ряда отечественных самолётов на этапе проведения ресурсных испытаний, повысить качество, снизить стоимость и сроки проведения испытаний натурной авиационной техники.

Расчётные исследования усталостной долговечности отсеков центроплана самолётов Су-27, Су-ЗОМКИ и Су-34 позволили спрогнозировать зоны с низкой усталостной долговечностью, разработать, обосновать и внедрить варианты доработок конструкций. Эффективность доработок была подтверждена при стендовых ресурсных испытаниях. Разработанный модифицированный вариант элементов конструкции в районе узлов навески шасси самолёта Су-ПС позволил повысить усталостную долговечность до 1,5 раз. Изменение конструктивных параметров отсека центроплана самолёта Су-34 привело к увеличению долговечности в 1,5 раза.

Проведено исследование усталостной долговечности стыка крыла с фюзеляжем самолёта М101Т, разработан вариант конструктивной доработки стыка и вариант замены материала узлов стыка, что позволило увеличить усталостную долговечность в 2 раза и обосновать проектный ресурс конструкции самолёта.

Предварительным анализом НДС планера самолёта Су-ЗОМКИ был предложен и обоснован оптимальный порядок проведения испытаний, что позволило на начальных этапах проведения прочностных испытаний предотвратить преждевременные разрушения конструкции.

На основании численного эксперимента и анализа НДС конструкции крыла самолёта Су-ЗОМКИ разработана оптимальная схема монтажа тензодат-чиков на флапероне, что позволило сократить в 2 раза трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

Разработана технология дефектации и контроля целостности конструкций в труднодоступных для осмотров зонах самолётов Су-27, Су-ЗОМКИ и Су-34 при ресурсных испытаниях узлов навески шасси, а также в элементах хвостовой части фюзеляжа самолёта Су-ЗОМКИ при испытаниях оперения. Данные меры позволили своевременно обнаруживать усталостные повреждений на ранних стадиях их развития.

Результаты, полученные при выполнении диссертационной работы, внедрены в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», ОАО «ОКБ Сухого» и ОАО НАЗ «Сокол».

На защиту выносятся:

■ Усовершенствованная методика исследований усталостной долговеч-

ности критических зон конструкций самолётов на основе математических моделей и виртуальных численных экспериментов на конечно-элементных моделях конструкций самолётов.

■ Результаты численных исследований усталостной долговечности вы-соконагруженных зон конструкций самолётов.

■ Разработанные и расчётным путём обоснованные варианты ремонта и доработок, позволяющих повышать усталостную долговечность слабых зон конструкций самолётов.

■ Результаты численных исследований по обеспечению качества стендовых испытаний посредством оптимизации порядка проведения испытаний, выбора оптимальных схем тензометрии и выявления разрушений на ранних стадиях их развития.

Достоверность результатов работы обеспечивается большим объёмом полученных расчётных данных и их удовлетворительной сходимостью с результатами стендовых испытаний усталостной долговечности натурных конструкций самолётов.

Личный вклад автора.

Диссертационная работа выполнена в научно-исследовательском отделении статической, усталостной и тепловой прочности авиационных конструкций ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина» в соответствии с планами научно-исследовательских работ института. Автором осуществлялась постановка задач, выбор методов их решения, расчёты, анализ результатов исследований и формулировка выводов.

Апробация результатов исследования.

Материалы, представленные в диссертационной работе, докладывались и обсуждались на II Международной научно - технической конференции молодых учёных и специалистов (г. Жуковский, октябрь 2002 г.), школе-семинаре "Проблемы прочности авиационных конструкций и материалов" (г. Новосибирск, февраль 2005 г.), Всероссийской научно-технической конференции, посвященной 60-летию победы в Великой Отечественной войне (г. Новосибирск, НГТУ, апрель 2005 г.), Всероссийской научно-технической конференции, по-свящённой 60-летию отделений аэродинамики летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций (г. Новосибирск, СибНИА, 2005 г.), Всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций (г. Новосибирск, СибНИА, 2008 г.), семинаре отдела механики деформируемого твёрдого тела Института гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН (г. Новосибирск, апрель 2009 г.), семинаре кафедр "Прочность летательных аппаратов" и "Самолёто- и вертолё-тостроения" Новосибирского государственного технического университета (г. Новосибирск, апрель 2009 г.).

Публикации.

По материалам диссертации опубликовано 5 печатных работ, из них: 2 статьи в журналах, входящих в перечень изданий, рекомендованных ВАК РФ, 3 - в сборниках трудов Всероссийских научно-технических конференций.

Объём и структура диссертации.

Диссертация состоит из введения, трёх глав, заключения, списка использованных источников из 129 наименований и приложений. Работа изложена на 142 страницах основного текста, включая 103 рисунка и 5 таблиц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

ВВЕДЕНИЕ. Во введении, имеющем обзорный характер, освещаются вопросы усталостной долговечности элементов конструкций самолётов; обоснованы актуальность, цели и задачи исследований, решённых в диссертации; обозначены объект и методы исследований; показаны новизна и практическая значимость диссертационной работы.

ПЕРВАЯ ГЛАВА. В первой главе диссертации проведён анализ методов схематизации случайных процессов нагружения планера самолёта; рассмотрены гипотезы суммирования повреждений и приведены данные по учёту влияния асимметрии цикла нагружения на долговечность.

Для повышения точности и унификации расчётов на усталость высокона-груженных зон конструкций самолётов, а также для повышения качества стендовых испытаний в диссертационной работе усовершенствована методика исследований усталостной долговечности на основе математических моделей и виртуальных численных экспериментов на конечно-элементных моделях конструкций самолётов. Алгоритм модернизированной методики базируется на использовании кривых усталости конструктивно-подобных образцов и учёте влияния конструктивных особенностей элемента с помощью коэффициентов коррекции и состоит из следующих этапов:

1. Создаётся конечно-элементная модель (КЭМ) конструкции, отражающая особенности геометрии элемента в местах предполагаемых высоких градиентов напряжений.

2. Задаются граничные условия.

3. Определяются условия нагружения. Обычно нагрузка задана в форме программного блока нагружения, моделирующего эксплуатационные нагрузки в условиях типового полёта самолёта.

4. С помощью метода конечных элементов выполняется анализ НДС рассматриваемого конструктивного элемента. Определяются наиболее нагруженные (критические) зоны элемента.

5. Для каждой критической зоны конструкции соответствующему "пиковому" значению циклограммы нагружения, моделирующей эксплуатационные нагрузки в условиях типового полета, ставится в соответствие циклограмма напряжений о •. В качестве напряжений с ; используется либо наибольшие по модулю главные напряжения СТ] , <т2 плоского напряжённого состояния, либо наибольшие по модулю главные напряжения СГ] , с 3 объёмного напряжённого состояния. Выбор с ; производится следующим образом

o*j , если

J\

'23

'г,г

72 з, если

6. Проводится обработка циклограмм напряжений с j для каждой критической зоны конструкции методом «полных циклов». В результате чего получаем спектр напряжений в виде асимметричных циклов с экстремумами с тах-< min-

7. Асимметричные циклы приводятся к эквивалентным по вносимому усталостному повреждению отнулевым циклам соотношением

°0 г

о".

тах'

x(f7тах аmin)'

>0

4lх(0,6х<7max-0,4хermin), am <0,

'max

>0,

0,

er.

max

<0

где am -

c-c 2

min

— среднее напряжение цикла.

8. Максимальное значение одного отнулевого цикла, эквивалентного по вносимому усталостному повреждению всему блоку нагружения, согласно гипотезе линейного суммирования повреждений определяется зависимостью

°0 тах

х<х0;т),

где щ - число отнулевых циклов с максимальным значением с о/; т - показатель кривой усталости.

9. Определение параметров уравнений кривых усталости.

При оценке долговечности используются базовые кривые усталости стандартных образцов, описываемые уравнением

^брутто = ^брутто.

где т и /¡брутто параметры кривой усталости, зависящие от свойств материала и конструктивно-технологических особенностей элемента или конструкции; ^брутто - напРяжение стандартного образца в сечении брутто.

Если данные по некоторым базовым характеристикам сплавов или полуфабрикатов отсутствуют, используются данные по ближайшим позициям.

10. Оценка расчётной усталостной долговечности элементов конструкции.

Для расчётной оценки долговечности применяется процедура коррекции кривых усталости базовых стандартных образцов с помощью коэффициентов коррекции, позволяющих учитывать конструктивные особенности элементов конструкции

_Л брутто Р~ т ккор-а0тах

где кКОр - коэффициент коррекции.

Выбор значений коэффициентов коррекции &кор основан либо на экспериментальных данных, либо на практике расчётных исследований подобных конструкций и сравнении результатов долговечности, полученных при испытаниях и численном анализе.

Как показывает опыт расчётного анализа конструкций, усталостную долговечность лимитируют контуры различных конструктивных вырезов, отверстия и зоны с радиусами сопряжений в элементах конструкций. Оценка расчётной долговечности проводилась с использованием следующих коэффициентов коррекции:

- Конструктивные элементы с вырезами под стрингеры

ъ -^.уЬ"1

Лкор~ £ * '

где к; - коэффициент концентрации напряжений в стандартном образце (полоса с отверстием с отношением — = 6, где В - ширина полосы, с1 - диаметр отверстия), к{= 3,12; к\ - коэффициент концентрации напряжений в вырезе под стрингер, зависящий от его геометрии.

- Конструктивные элементы с большими отверстиями

(, V"

кК

чкор

; У"

- I •

к2)

где к-1~ коэффициент, учитывающий масштабный эффект при оценке долговечности больших отверстий по кривым усталости стандартных образцов с диаметром отверстий 5-6 мм, ¿2= 2,8.

- Конструктивные элементы с радиусами сопряжений

к - к.т

- Конструктивные элементы с крепёжными отверстиями

( Лт

)

^эф

где ^эф- эффективный коэффициент концентрации напряжений, который является величиной экспериментальной. По материалам обработки экспериментальных данных получены графики зависимости эффективного коэффициента концентрации напряжений &эф от отношения величин напряжения смятия к

максимальному растягивающему напряжению в листе-——.

^брутто

Значения коэффициентов коррекции уточняются в процессе сравнения численных и экспериментальных результатов усталостной долговечности.

Представленный алгоритм численных исследований основан на использовании математической модели усталостной долговечности, включающей в себя:

1. Уравнения теории упругости плоского напряжённого состояния (обшивка, накладки, стенки нервюр и лонжеронов) и объёмного напряжённого состояния (узлы стыковки, фитинги, кронштейны).

2. Уравнения кривых усталости плоских образцов различных материалов при одноосном напряжении при отнулевом цикле нагружения.

3. Схематизацию случайных процессов нагружения методом «полных циклов».

4. Уравнения пересчёта параметров асимметричных циклов к эквивалентным по повреждаемости отнулевым циклам.

5. Уравнение линейной теории суммирования повреждений для определения максимального значения одного отнулевого цикла, эквивалентного по вносимому усталостному повреждению всему блоку нагружения.

6. Уравнения коэффициентов коррекции, предназначенных для коррекции базовых характеристик усталости с целью учёта конструктивных особенностей элементов.

7. Формулировку граничных условий в зависимости от исследуемого фрагмента конструкции (защемление, шарнирное опирание, учёт симметрии конструкции).

Эффективность применения виртуального численного эксперимента подтверждается при анализе результатов моделирования ресурсных испытаний натурных конструкций самолётов. Под виртуальным численным экспериментом понимается комплекс расчётных исследований усталостной долговечности проводимых на КЭМ конструкции, имеющей своей целью получение результатов виртуальной усталостной долговечности одинаковой с фактической усталостной долговечностью натурной конструкции при стендовых испытаниях агрегатов и планера в целом.

Необходимо отметить, что в численном эксперименте затруднительно полностью учесть все особенности реальной конструкции, в том числе и технологические. Для определения долговечности желательно применять кривые усталости конструктивно-подобных образцов, выполненных по аналогичной с конструктивными элементами самолёта технологии. Такая возможность предоставляется не всегда. В связи с этим результаты долговечности элементов конструкций в ряде случаев имеют лишь качественный характер. Тем не менее, как показывает опыт применения численного эксперимента в практике прогнозирования результатов ресурсных испытаний, предварительный расчёт достаточно подробных КЭМ выявляет большинство опасных с точки зрения усталости зон конструкции.

Усовершенствованная методика исследований усталостной долговечности была апробирована при расчётах на усталость основных силовых элементов конструкций современных самолётов, проходящих стендовые испытания в лаборатории прочности СибНИА. Полученные расчётные результаты позволили довольно точно спрогнозировать критические зоны конструктивных элементов и оценить их усталостную долговечность.

Для автоматизации процедуры расчёта долговечности и визуализации значений максимальных напряжений отнулевого цикла, эквивалентных по вносимому усталостному повреждению всему блоку нагружения разработаны программные продукты, представленные в приложениях диссертации.

ВТОРАЯ ГЛАВА. Во второй главе диссертационной работы проведены численные исследования напряжённо-деформированного состояния высокона-груженных зон конструкций самолётов Су-27, Су-ЗОМКИ и Су-34.

Перед испытаниями хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) самолёта Су-ЗОМКИ на остаточную статическую прочность были проведены численные исследования. Полученные результаты (рисунок 1) свидетельствовали о возможности разрушений конструкции ХЧФ с дельнейшей невозможностью её ремонта. По результатам анализа расчётов НДС был предложен оптимальный порядок проведения испытаний, при котором испытания на остаточную статическую прочность вначале были перенесены в конец всего комплекса прочностных испытаний, а затем вообще отменены. Данные меры позволили на начальных этапах проведения натурных прочностных испытаний предотвратить преждевременные разрушения конструкции.

ось шпангоута 38

ось шпангоута 42

Рисунок 1. Распределение напряжений в хвостовой части фюзеляжа самолёта Су-ЗОМКИ при испытаниях на остаточную статическую прочность

На основании анализа результатов численного эксперимента (рисунок 2) при нагружении флаперона самолёта Су-ЗОМКИ программными нагрузками на остаточную статическую прочность были разработаны схемы монтажа тензо-датчиков панелей флаперона. Расчётные исследования позволили определить

оптимальное количество (40 по сравнению с 72 в исходной схеме) и топологию расположения тензодатчиков. Предложенные схемы тензометрии позволили сократить в 2 раза трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

а) б)

Рисунок 2. Распределение главных напряжений в панелях флаперона: а - нижняя панель; б - верхняя панель

Для повышения качества проводимой дефектации и контроля целостности конструкции в труднодоступных для осмотров зонах проведены численные исследования шассийных балок самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ и Су-34, а также элементов хвостовой части фюзеляжа самолёта Су-ЗОМКИ при испытаниях оперения.

Было установлено, что в элементах конструкции центроплана, воспринимающих нагрузки от стоек шасси при взлёте и посадке самолёта, наиболее нагруженными являются шассийные балки и нервюры центроплана - максимальные напряжения проявляются в зонах вырезов под стрингеры верхней и нижней панелей центроплана и в зонах отверстий под арматуру топливной системы (рисунки 3 - 5). Появление разрушений обусловлено конструктивными причинами - высокая концентрация напряжений вызвана слабой компенсацией вырезов. Проведённые расчётные исследования позволили спрогнозировать в труднодоступных для осмотров зонах конструкции самолёта разрушения. Максимумы расчётных напряжений совпали с местами расположения разрушений, выявленных при натурных испытаниях, что подтвердило корректность расчётов.

2

28 кгс/мм

Рисунок 3. Напряжения на кромке выреза в стенке шассийной балки в зоне стрингера № 18 самолёта Су-27С № 23-205

Рисунок 4. Напряжения на кромке выреза в стенке нервюры № 7 в зоне стрингера № 16 самолёта Су-ЗОМКИ

Рисунок 5. Напряжения на кромке выреза в стенке нервыры № 6 в зоне стрингера № 14 самолёта Су-ЗОМКИ

На основе расчётного анализа напряжённо-деформированного состояния конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при нагружении горизонтального оперения удалось спрогнозировать появление усталостных разрушений стыка верхней и нижней панелей хвостовой балки с 45 шпангоутом (рисунок 6), а затем целевым осмотром по результатам расчёта обнаружить их на конструкции (рисунок 7). Своевременный прогноз появления усталостных повреждений позволил обнаружить трещины минимальных размеров, что даёт возможность либо регистрировать скорости развития повреждений с самого начала их появления, либо выполнять ремонты поврежденных зон с минимальными затратами.

а) б)

Рисунок 6. Распределение напряжений в панелях хвостовой балки со шпангоутом 45 самолёта Су-ЗОМКИ: а - нижняя панель; б - верхняя панель

ожидаемая 301 разрушений

ожидаемая зона разрушений

Рисунок 7. Трещины в панелях хвостовой балки самолёта Су-30 МКИ: а - нижняя панель; б - верхняя панель

Проведение численного эксперимента с нагружением вертикального оперения (ВО) и подфюзеляжных килей (ПФК) самолёта Су-ЗОМКИ № 19-06 позволило спрогнозировать наибольшую нагруженность конструкции в зоне сты- | ка межлонжеронных проставок с 38 и 42 шпангоутами (рисунок 8). По результатам целевого осмотра были выявлены усталостные трещины в проставках и разрушения болтов крепления проставок к лонжеронам килей.

Рисунок 8. Распределение напряжений в хвостовой части фюзеляжа самолёта Су-ЗОМКИ при ресурсных испытаниях ВО и ПФ

Для оценки влияния граничных условий на результаты НДС были проведены исследования нагруженности для двух случаев: изолированных КЭМ шассийных балок (1 случай) и моделей балок в составе КЭМ планера самолёта (2 случай). Установлено, что если в расчётном анализе используются достаточно подробные КЭМ и исследуемая зона удалена от мест заделки, то погрешность в результатах НДС для изолированных шассийных балок и балок в системе планера самолёта составляет ~ 10 - 20%. Поэтому для начального определения наиболее нагруженных зон конструкций можно использовать результаты численных исследований изолированных моделей. При этом как в первом, так и

во втором случаях постановки задачи в процессе численных исследований с высокой вероятностью выявляются наиболее опасные с точки зрения усталостной долговечности зоны конструкции.

ТРЕТЬЯ ГЛАВА. С помощью численных исследований военных и гражданских самолётов, проходящих стендовые испытания в лаборатории прочности СибНИА, проведена оценка долговечности зон с низкими характеристиками выносливости. Выработаны рекомендации по проектированию рациональных по условиям выносливости вариантов ремонтов и доводок повреждённых конструкций.

Расчётные исследования позволили определить долговечность элементов отсека центроплана самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ и Су-34. Было выяснено, что при ресурсных испытаниях узлов навески шасси на наземный случай нагруже-ния, зонами с низкими усталостными характеристиками являются зоны, содержащие контуры различных конструктивных вырезов.

Для самолёта Су-27С № 23-205 был дан прогноз низкой долговечности стенки шассийной балки в зоне стрингера № 18. В ходе проведения ресурсных испытаний при наработке 8057 программных блоков в левой и правой шассий-ных балках были обнаружены усталостные разрушения в местах, предсказанных численным экспериментом (рисунок 9).

Рисунок 9. Трещина в шассийной балки от выреза под стрингер № 18

Численные исследования показали недостаточную усталостную долго-I вечность нервюры № 7 в зоне выреза под стрингер № 16. В дальнейшем во время осмотра конструкции при наработке 5614 программных блоков в стенке правой нервюры была обнаружена усталостная трещина (рисунок 10). Предложенный модифицированный вариант нервюры № 7 позволяет, по данным расчёта, существенно снизить напряжения в потенциально опасных очагах концентрации напряжений на участке от шассийной балки до стенки № 3 и повысить ' усталостную долговечность до 1,5 раз.

Рисунок 10. Трещина в нервюре № 7 от выреза под стрингер № 16

Расчётный анализ самолёта Су-ЗОМКИ выявил недостаточную долговечность шассийной балки и нервюры № 7, что не позволяло обосновать заявленный ресурс (5000 программных блоков). При проведении стендовых испытаний в указанных зонах были обнаружены разрушения (рисунок 11).

сгоингепа 18

а) б)

Рисунок 11. Разрушения в шассийной балке и нервюре № 7: а - трещина в верхней части стенки шассийной балки от выреза под стрингер № 18; б - трещины в нервюре № 7 от вырезов под стрингеры №№ 16 и 24

Согласно полученным результатам численных исследований усталостной долговечности самолёта Су-34 не достаточными для отработки 20000 программных блоков оказались усталостные характеристики стенки № 2, критической оказалась кромка отверстия 090 мм под установку топливной арматуры на участке между нервюрами №№ 6 и 7 (рисунок 12). Для увеличения долговечности до заявленной по техническому заданию (ТЗ) было предложено увеличить толщину стенки № 2 с 11 мм до 15 мм. После предложенной доработки усталостная долговечность увеличилась в 1,5 раза.

ось нервюры № 7

Рисунок 12. Эквивалентные напряжения и расчётная долговечность на кромке выреза в стенке № 2

В ходе стендовых ресурсных испытаний планера самолёта М101Т, проводимых в СибНИА, была выявлена недостаточная выносливость нижних стыковочных фитингов переднего и заднего лонжеронов консолей крыла.

Выполненный комплекс расчётно-экспериментальных работ по анализу и доводке ресурсных характеристик стыка крыла с фюзеляжем самолёта М101Т позволил повысить усталостную долговечность конструкции. Для обоснования проектного ресурса конструкции самолёта были разработаны следующие мероприятия:

1. По причине нестабильности усталостных характеристик полуфабрикатов материала ВТ22, из которых изготавливались стыковочные фитинги, материал ВТ22 был заменён на сталь 06Х14Н6Д2МБТ, что позволило повысить усталостную долговечность фитингов в 2 раза.

2. Выданы рекомендации по изменению конструктивных параметров стыковочных фитингов, лонжеронов и накладок. Для увеличения долговечности в 5 раз нижнего пояса первого лонжерона по радиусному переходу в сопряжении ребра с полкой было рекомендовано увеличить радиус сопряжения с 4 до 10 мм. Уменьшением толщины ремонтной накладки под пятью крайними болтами с 2,5 мм до 1,5 мм можно добиться увеличения расчётной долговечности в 1,5 раза ремонтной накладки и стенки первого лонжерона в зоне включения накладки.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ. В соответствии с поставленными целями и задачами в диссертационной работе получены следующие результаты:

1. Усовершенствована методика расчётных исследований усталостной долговечности критических зон конструкций самолётов в обеспечение повышения их ресурса и качества стендовых испытаний на основе математических моделей и виртуальных численных экспериментов.

2. Для планеров самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ, Су-34 и М101Т определены высоконагруженные зоны конструкций и дан прогноз их расчётной долговечности. Выданы рекомендации по доработкам и ремонтам повреждённых зон, позволяющих снизить концентрацию напряжений и увеличить долговечность конструкции. Разработанный модифицированный вариант элементов конструкции в районе узлов навески шасси самолёта Су-27С позволил, по дан-

ным расчёта, повысить усталостную долговечность до 1,5 раз. Изменение конструктивных параметров отсека центроплана самолёта Су-34 привело к увеличению долговечности в 1,5 раза. Замена материала стыковочных фитингов и внедрение рекомендаций по изменению конструктивных параметров зон стыка крыла с фюзеляжем позволили повысить усталостную долговечность планера самолёта М101Т в 2 раза.

3. Предварительный расчётный анализ НДС критических зон конструкций самолётов позволил своевременно обнаруживать разрушения элементов на начальных этапах их развития. Наряду со стендовыми испытаниями, проведёнными в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», расчётными исследованиями было установлено, что при испытаниях узлов навесок шасси маневренных самолётов наиболее нагруженными являются шассийные балки и нервюры центроплана. Максимальные напряжения проявляются в зонах вырезов под стрингеры верхней и нижней панелей центроплана и в зонах отверстий под арматуру топливной системы - высокая концентрация напряжений обусловлена слабой компенсацией вырезов. Численные исследования НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при нагружении ГО и ВО позволили спрогнозировать появление усталостных разрушений в элементах хвостовой части фюзеляжа.

4. До начала проведения стендовых испытаний планера самолёта Су-ЗОМКИ был определён оптимальный порядок проведения испытаний, что позволило избежать преждевременного разрушения конструкции на начальном этапе проведения комплекса прочностных испытаний.

5. Расчётные исследования НДС панелей флаперона самолёта Су-ЗОМКИ при нагружении программными нагрузками на остаточную статическую прочность позволили предложить оптимальные по количеству и топологии расположения схемы монтажа тензодатчиков, что позволило в 2 раза сократить трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

6. Для оценки влияния граничных условий на результаты НДС были проведены исследования для изолированных конечно-элементных моделей шассийных балок и моделей балок в составе КЭМ планера самолёта. Анализ проведённых расчётов показал, что разница в полученных результатах составляет 10 - 20%. Были сделаны выводы о том, что с поправкой на выявленную величину погрешности для начального определения наиболее нагруженных зон конструкций можно использовать результаты численных исследований изолированных моделей.

7. Результаты, полученные при выполнении диссертационной работы, внедрены в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», ОАО «ОКБ Сухого» и ФГУП «ЭМЗ имени В.М. Мясищева» и позволили на этапе ресурсных испытаний повысить долговечность высоконагруженных зон конструкций самолётов, повысить качество, снизить стоимость и сроки проведения стендовых натурных испытаний.

Результаты исследований, проведённые автором и изложенные в диссертационной работе, опубликованы в следующей литературе:

1. Белов В.К. Обеспечение прочности авиационных конструкций при создании перспективных высокоресурсных летательных аппаратов / В.К. Белов, Л.А. Адегова // Научный вестник НГТУ. - № 3. - Новосибирск, 2005. - С. 89-101.

2. Адегова Л.А. Обеспечение ресурсных испытаний с использованием априорных виртуальных экспериментов / Л.А. Адегова, М.И. Рябинов // Тр. всероссийской научно-технической конф., посвященной 60-летию отделений аэродинамики летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций. - Новосибирск : СибНИА, 2005. - С. 199-202.

3. Адегова Л.А. Проектирование усиленной конструкции шассийной балки маневренного самолёта / Л.А. Адегова // Тр. всероссийской научно-технической конф., посвященной 60-летию отделений аэродинамики летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций. - Новосибирск : СибНИА, 2005. - С. 276-277.

4. Адегова Л.А. Отработка методики применения численного эксперимента на моделях авиационных конструкций, проходящих ресурсные испытания / Л.А. Адегова, М.И. Рябинов // Тр. всероссийской научно-технической конф., посвященной 60-летию победы в Великой Отечественной войне. - Новосибирск : НГТУ, 2005. - С. 121-122.

5. Белов В.К. Повышение усталостной долговечности высоконагружен-ных зон конструкций самолётов на этапе проведения ресурсных испытаний / В.К. Белов, Л.А. Адегова // Общероссийский научно-технический журнал "Полёт". - 2009. - № 9. - С. 19-26.

Отпечатано в типографии Новосибирского государственного технического университета 630092, г. Новосибирск, пр. К. Маркса, 20, тел. 346-08-57 формат 60x84/16, объём 1.25 пл., тираж 110 экз., заказ № 142 подписано в печать 30 сентября 2009 г.

ВВЕДЕНИЕ.

1. РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ЧИСЛЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ НА

МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЯХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ

САМОЛЁТА ПРОХОДЯЩИХ СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ.

1.1. Методы расчёта.

1.2. Закономерности развития усталостных трещин.

1.3. Методы схематизации случайных процессов нагружения планера самолёта в полёте.

1.4. Учёт влияния асимметрии цикла нагружения на долговечность.

1.5. Гипотеза линейного суммирования повреждений.

1.6. Разработка программ расчёта и визуализации эквивалентных напряжений для пакета конечно-элементного анализа.

1.7. Методика расчёта усталостной долговечности конструктивных элементов.

1.8. Выводы.

2. ИССЛЕДОВАНИЕ НАГРУЖЕННОСТИ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ

КРИТИЧЕСКИХ ЗОН КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА САМОЛЁТА ПО

УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ.

2.1. Определение оптимального порядка проведения испытаний планера маневренного самолёта.

2.2. Выбор оптимальных по количеству и топологии расположения схем тензометрии для панелей флаперона самолёта.

2.3. Определение зон конструкций с максимальными напряжениями, планирование технологии дефектации и контроля целостности элементов планера самолёта в труднодоступных зонах.

2.3.1. Исследование напряжённо-деформированного состояния конструкции самолёта Су-27С № 23-05 при наземных испытаниях узлов навески шасси.

2.3.2. Исследование НДС конструкции самолёта Су-27С 23-205 при наземных испытаниях узлов навески шасси.

2.3.3. Исследование НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при наземных испытаниях узлов навески шасси.

2.3.4. Исследование НДС конструкции самолёта Су-34 при наземных испытаниях узлов навески шасси.

2.3.5. Исследование НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при ресурсных испытаниях горизонтального оперения.

2.3.6. Исследование НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при ресурсных испытаниях вертикального оперения и подфюзеляжных килей.

2.4. Исследование влияния граничных условий на результаты численного анализа нагруженности отсека центроплана маневренного самолёта.

2.5. Выводы.

ИССЛЕДОВАНИЕ УСТАЛОСТНОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ

ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ САМОЛЁТОВ.

3.1. Исследование долговечности и расчётная оценка эффективности ремонтов и доработок повреждённых конструкций в зоне шассийных балок маневренных самолётов.

3.1.1. Отсек центроплана самолёта Су-27С № 23-205.

3.1.2. Отсек центроплана самолёта Су-ЗОМКИ.

3.1.3. Отсек центроплана самолёта Су-34.

3.2. Исследование сопротивления усталости стыка крыла с фюзеляжем лёгкого самолёта.

3.2.1. Расчётный анализ разрушения и эффективности доработки "стыка нижнего пояса переднего лонжерона крыла самолёта М101Т.

3.2.2. Анализ долговечности стыка крыла с фюзеляжем по заднему лонжерону самолёта М101Т.

3.3. Выводы.

Значение воздушного транспорта для народного хозяйства страны-трудно переоценить. Поскольку 70% территории России лишено наземных и водных путей: сообщения, роль авиационной промышленности (АП) в развитии экономики, страны и, как следствие, в укреплении позиций Российской Федерации (РФ) в системе международных экономических отношений весьма велика.

Для; определения основных направлений, целей и приоритетов; развития авиационной промышленности России, на ближайшие годы Правительством Российской: Федерации было принято постановление об утверждении Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года» (Программа) [1].

Система программных: мероприятий? [1] предусматривает проведение опытно-конструкторских и научно-исследовательских;работ, в области авиационной. техники (AT), техническое; перевооружение и развитие производства гражданской AT на основе информационных.; технологических процессов и дальнейшее1 совершенствование экспериментально-испытательной; базы ж методов экспериментальных исследований:, ■ .

Особенностью воздушного транспорта'являются повышенные требования к его надёжности и безопасности эксплуатации: В ;связи: с чем, при проведении опытно-конструкторских работ Авиационными; правилами; (АП) [2, 3] предусматривается осуществлять отработку прочностных характеристик материалов, агрегатов* и натурных конструкций проведением большого объёма стендовых статических и усталостных испытаний; требующих длительных сроков исследований й больших финансовых вложений. Также особое внимание для обеспечения прочности конструкций отводится комплексу расчётных исследований.

Обеспечение прочности летательного аппарата (J1A) в процессе его проектированиями испытаний является важной и сложной задачей. В современном понимании прочность ЛА — это способность его конструкции сохранять целостность во всех ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного срока службы. Проектирование рациональной по условиям прочности конструкции JTA является комплексной-задачей, которая* должна обеспечить одновременное удовлетворение требованиям статической; прочности, выносливости и живучести конструкции, а также условиям безопасности от флаттера, дивергенции и. реверса органов управления.

Важнейшим свойством^ характеризующим надёжность авиационной; техники;, является долговечность конструкции, определяющая ресурс и календарный срок, службы. Ресурс самолёта — это продолжительность безопасной- эксплуатации самолёта (от начал а до прекращения его эксплуатации), выражаемая в часах налёта или числе полётов. Ресурс; авиационной техники в значительной степени определяется- сопротивлением усталости конструктивных элементов. Под усталостью конструкции [4 — 7] понимают уменьшение прочности силовых элементов, возникающее под действием1 переменных нагрузок. Это: явление связано с постепенным накоплением повреждений, приводящих к образованию и развитию трещин и разрушению конструкции;

Проблема усталости металлов известна уже более полутора веков: Работа немецкого учёного А. Веллера в 1863 году об^ исследовании разрушений стальных образцов переменными нагрузкамименьше разрушающих при статическом нагружении стала началом систематических исследований сопротивления усталости элементов конструкций; подверженных действию переменных во времени нагрузок. До тридцатых годов двадцатого столетия; для, авиационных конструкций усталость не представляла большой опасности,, так как для самолётов того времени удовлетворение требований статической прочности автоматически обеспечивало необходимую выносливость конструкции. Первые проблемы с обеспечением усталостной долговечности были связаны с подмоторными рамами, нагруженными вибрационными нагрузками при работе винтовых мото-. ров. Особо остро проблема сопротивления усталости встала в пятидесятые годы в связи с проектированием больших пассажирских и транспортных самолётов, рассчитанных на большие сроки службы. Катастрофы, происшедшие в это время по причинам недостаточной-выносливости конструкций самолётов, явились толчком для проведения работ по исследованию поведения конструкций, подверженных влиянию переменных нагрузок, и создания специальных подразделений в авиационных научно-исследовательских и проектно-конструкторских организациях всего мира. Основной задачей этого направления авиационной прочности является обеспечение необходимого ресурса самолёта.

Условия эксплуатации конструкций авиационной техники отличаются от условий эксплуатации конструкций других изделий машиностроения рядом особенностей. Среди основных особенностей авиаконструкций можно выделить [8]: силовые элементы авиационных конструкций работают в условиях высокой нагруженности, что приводит к ускоренному развитию повреждений; использование в самолётостроении высокопрочных материалов приводит к относительному ухудшению характеристик выносливости; наличие в самолётных конструкциях большого числа различных концентраторов напряжений способствует образованию и развитию усталостных повреждений.

В связи с этим методы расчётов долговечности и сертификации самолётов обладают определённой спецификой. Для самолётных конструкций изменение прочности в процессе эксплуатации можно характеризовать величиной остаточной прочности, которая равна статической прочности конструкции JIA в момент времени t после действия переменных нагрузок в течение предыдущего времени эксплуатации.

На рисунке В.1 представлено изменение остаточной прочности в зависимости от времени эксплуатации самолёта t. Падение остаточной прочности конструкции связано с образованием и ростом повреждений силовых элементов в процессе эксплуатации. Развитие повреждений можно условно представить длиной трещины / в силовых элементах в зависимости от времени эксплуатации t (рисунок В.2). л н о о к и1 о а, и § и

U1 о s н о О О tp t

Рисунок В.1. Изменение остаточной прочности конструкции в процессе эксплуатации кр л к i

L> «

Я S о tp t

Рисунок В.2. Изменение длины трещины в конструкции в процессе эксплуатации

Процесс накопления повреждений можно разделить на три стадии. На первом этапе t < (скрытый период накопления повреждений) действие переменных внешних нагрузок не приводит к образованию видимых повреждений (/ ~ 0), и остаточная прочность практически не изменяется. На втором этапе to <t < tp возникшая усталостная трещина увеличивается с возрастающей интенсивностью. Остаточная прочность падает из-за уменьшения сечения силовых элементов. На третьем этапе (t = tp) трещина достигает критической длины /Кр для данного типа переменных внешних нагрузок и происходит разрушение конструкции.

Проектирование конструкции самолёта должно обеспечить величину ресурса не ниже заданного заказчиком. По мере совершенствования авиационной техники совершенствовались и методы обеспечения ресурса конструкции. Если до 70-х годов прошлого столетия самолёты проектировались по условию обеспечения безопасного ресурса (эксплуатация самолёта производится в интервале t < to) то для современных самолётов, для которых потребные ресурсы эксплуатации выросли, обеспечить для них безопасный ресурс становится крайне трудно. В связи с этим в эксплуатации допускается возникновение частичных повреждений конструкции при обеспечении должного контроля за безопасностью полётов. Эксплуатация при to < t < t-p называется эксплуатацией по условиям живучести конструкции. При этом возникающие повреждения должны быть безопасными, то есть такими, при которых конструкция сохраняет необходимый уровень остаточной, прочности и выносливости в пределах назначенного ресурса.

Требования обеспечения необходимого ресурса конструкции должны учитываться с самых ранних этапов проектирования самолёта. При создании новой конструкции стремятся использовать усовершенствованные материалы и полуфабрикаты с улучшенными свойствами сопротивления усталости и трещи-ностойкости. Оценка характеристик новых материалов производится по результатам испытаний* конструктивных образцов на усталость, распространение усталостных трещин и остаточную прочность. Аналогичная работа проводится и для выбора основных типов соединения. Основной характеристикой сопротивления усталости являются кривые усталости полуфабрикатов, которые строятся по результатам испытаний образцов, вырезанных из этих полуфабрикатов при повторно-статическом симметричном или отнулевом нагружении. Основным типом образцов является полоса с отверстием, являющаяся простейшей моделью конструктивного элемента. Целесообразность использования такого образца основана на сопоставлении результатов испытаний различных конструктивных зон самолёта (соединение стрингеров; лонжеронов, нервюр с обшивкой-и т.д.). Кривые1 усталости полосы с отверстием1 совпадают с кривыми усталости конструктивных регулярных зон-конструкции и поэтому используются?для-определения усталостной долговечности элементов конструкции самолёта.

На, этапе проектирования,, когда отрабатываются конструктивные решения основных силовых элементов; учёт сопротивления усталости» [9 - 35]' производится выбором допускаемых напряжений по условиям усталостной» долговечности, роста трещин и остаточной прочности. Для* современных конструкций из алюминиевых сплавов; использующих заклёпочные и болтовые соединения деталей, существует предел напряжений, зависящий* от долговечности, выше которого невозможно обеспечить выносливость конструкции при существующей технологии производства. Этот предел в, первом приближении1 можно-принять за. допускаемые напряжения егдОП при расчётах статической прочности. В процессе рабочего проектирования особое внимание уделяется тщательному конструированию* силовых элементов конструкции. При проектировании силовых элементов, расположенных в труднодоступных для* осмотров местах, незначительные дефекты, возникающие в процессе1 производства? или< эксплуатации, не должны достигать критических размеров в течение всего сро t ка службы, либо в период между капитальными ремонтами, когда при осмотрах можно обеспечить надёжный контроль целостности конструкции. Силовые элементы конструкции, более доступные для контроля/ во время регламентных работ, проектируются по условиям обеспечения безопасного роста трещин в период между регламентными операциями контроля.

Подтверждение ресурса самолёта производится с помощью> усталостных испытаний натурной конструкции и её агрегатов. Основное назначение этих испытаний связано с сертификацией самолёта, подразумевающей установление соответствия конструкции требованиям Норм лётной годности самолёта (НЛГС). При проведении ресурсных испытаний производятся периодические осмотры контроля целостности конструкции. После прекращения испытаний проводится- разборка конструкции и дефектация конструктивно-силовой схемы, направленная на выявление разрушений и оценку опасности этих разрушений и живучести соответствующих силовых элементов. По результатам ресурсных испытаний с учётом информации, полученной в процессе проведения, численных исследований»НДС конструкции, устанавливается начальный ресурс само1 лёта. Продление ресурса производится поэтапно по результатам анализа1 фактических условий эксплуатации, дополнительных данных о нагруженности, а также результатов дополнительных испытаний,на усталость и. живучесть.

Большой вклад в изучение усталостной/долговечности авиационной техники внесли специалисты НИИ; и ОКБ отрасли: В.И. Абрамов, Н;И. Баранов,

A.И. Блинов, В.В. Болотин, А.Г. Братухин, С.А1. Вигдорчик, А.З. Воробьёв, И:Б. Герцбах, В.П. Когаев, В.Г. Лейбов, В.Б. Лоим, А.И. Макаревский, Г.И. Не-стеренко, Б.И. Олькин, Ю.В. Парамонов, Е.Л Погребинский, В.Л. Райхер, Т.С. Родченко, М.В1. Савенков, А.Ф. Селихов, С.В. Серенсен, О.С. Сироткин,

B.Н. Стебенев, М'.Н. Степнов, В.Е. Стрижиус, Ю.А. Стучалкин, B.C. Шапкин, Е.В. Шахатуни, В.П. Шунаев, К.С. Щербань, И'.С. Яблонский.и многие другие.

В 70 - 80 годы прошлого* столетия в «ЦАРИ под руководством'А.Ф: Селихова была создана отраслевая система обеспечения ресурса конструкции летательного аппарата на всех этапах его проектирования'и эксплуатации. А.Ф. Селихов был первым в СССР, кто поставил в замкнутой чёткой формулировке задачу обеспечения ресурса самолёта на этапе проектирования, то есть, по существу, с его помощью были полностью пересмотрены принципььпроектирования И' обеспечения ресурса [36 — 44]. Если раньше считалось возможным проектировать самолёт по критериям статической прочности, а требуемый ресурс обеспечивать доработками, то после комплекса работ, проведённых под руководством А.Ф. Селихова, проблема обеспечения ресурса и надёжности приобрела новое качество. Учёными и конструкторами было» показано, что ресурс должен обеспечиваться на этапе проектирования соответствующими конструктивно-технологическими мероприятиями, выбором конструкционных материалов, учётом опыта эксплуатации прототипов, что, в конечном счёте, позволяет с достаточной точностью прогнозировать долговечность конструкции.

Под руководством А.Ф. Селихова был разработан системный подход к обеспечению долговечности и живучести самолётов на всех стадиях проектирования, экспериментально-расчётных исследований (в частности, наземных стендовых ресурсных испытаний натурных конструкций и их агрегатов, взаимосвязанных с расчётными исследованиями ресурсных характеристик) и эксплуатации. Проблема ресурса рассмотрена как задача рационального выбора типа и параметров конструкции при заданной продолжительности эксплуатации и ограничениях по безопасности, надёжности и эксплуатационной технологичности. А.Ф. Селиховым предложены и обоснованы количественные критерии безопасности, надёжности и эксплуатационной технологичности, позволившие с единых позиций получить практически приемлемое решение поставленной задачи.

Применяемые в настоящее время принципы обеспечения безопасности эксплуатации авиационной техники в качестве обязательного элемента предусматривают периодический контроль состояния основных силовых элементов конструкции планера, который осуществляется во время выполнения регламентных работ по техническому обслуживанию JIA. Контрольные операции (осмотры, контроль с использованием методов неразрушающего контроля) должны обеспечивать обнаружение эксплуатационных дефектов (усталостных трещин, коррозии, механических повреждений) на достаточно ранней стадии их развития с тем, чтобы исключить возможность аварийной или катастрофической ситуации из-за развития дефектов.

Необходимо отметить, что определяющую роль в изучении основных принципов обеспечения усталостной долговечности авиационных конструкций внесён ведущими специалистами ЦАГИ. Так в частности в работах Г.И. Несте-ренко [45 -53] приводятся методики и результаты расчётно-экспериментальных исследований длительности роста трещин, рассмотрены вопросы остаточной прочности конструкций с обширными усталостными повреждениями. В работах даны обоснования безопасности эксплуатации стареющих самолётов с учётом' данных, по- трещиностоикости и деградации характеристик сопротивления! усталости'сплавов. Для обеспечения? безопасности^ эксплуатации* конструкций, обладающих- свойствами: эксплуатационной* живучести* рассматривается: развитие; нормативных, требований; направленных, на повышение сопротивления усталости и живучести самолётных конструкций путём использования принципов безопасного ресурса, безопасного разрушепия и допустимости разрушений.

В СибНИА существенный^вклад в исследование усталостной долговечно-, сти самолётов на этапе стендовых лабораторных испытаний и при проведении численных, исследований? был. внесён, коллективами! сотрудников под руководством А.Д1 Лисунова; ЭЖ Ожеховского^ HiMi Иёстова, Л!И* Приказчика,, и МЖРябйновш[5^-65]: V '

Основными методами исследования статической прочности и усталостной долговечности; являются исследования- .осуществляемые: прш проведении натурныхиспытанийсамолётаи/илиегоагрегатовирасчётныеисследования. . Проведение натурных испытаний является-определяющим условием для изучения прочностных характеристик конструкций?ЛА^. Начиная-с 1952 года, в СибНИА было испытано.»большое количество - 200) * гражданских т военных самолётов^их;агрегатов5[66;-88]| .'. •

Основными целями^ [89;; 90]^лабораторных стендовых^испытанишявляют-ся:: "" ^ -••: • ' - / ■ экспериментальное- обоснование прочностных характеристик конструкции (статической прочности и ресурса); . выявление зон конструкции с неудовлетворительными прочностными характеристиками; разработка1 и экспериментальная проверка доработок и усилений конструкции, изменение технологических: процессов-, изготовления* конструкции; для обеспечения^необходимых прочностных характеристик; уточнение методов расчёта на прочность.

Повышение качества проводимых стендовых испытаний самолётов предлагает снижение сроков и стоимости их проведения, совершенствование технологии моделирования и воспроизведения? условий? эксплуатации? в лабораторных условиях,, использование; современных расчётных методов-для? "доводки" конструкции ^ повышение её ресурсных характеристик;;вшроцессе испытаний.

Процесс проведения? современных ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций достаточно ;трудоемкийшдорогостоящий:.В;зависимости от типа испытываемого; летательного аппарата и видах программы испытаний стоимость таких испытаний составляет десятки и даже сотни миллионов рублей (рисунок В.З). На время проведения; испытаний^ весьма:;заметно - сказываются простои во время- испытаний. Наибольший- процент простоев; по статистике среди прочих причин составляют простои, связанные с проведением ремонтов копструкции в результате обнаружения; в ней усталостных повреждений, полученных- в процессе испытаний (рисунок; В:4). При этом размеры, повреждений определяют трудоёмкость и сроки' выполнения ремонтов и;, следовательно;.сро- : КИ1 и стоимость проведения испытаний; При неудачном планированишпорядка испытаний; и; контроля; за; конструкцией* велика; вероятность; получениям катастрофических разрушений конструкции, которые могут свести к минимуму результаты испытаний. Кроме того, необходимо экспериментально определять скорости развития повреждений в процессе нагружения конструкции от начала их зарождения до величин, близких к критическим. Поэтому одной из целей ресурсных испытаний авиаконс грукций является» выявление усталостных повреждений как можно меньших размеров на ранних стадиях их развития.

В свою очередь увеличение сроков проведения испытаний определяет время задержки ввода в эксплуатацию новой авиационной техники и своевременное выполнение ремонтов и доработок конструкций на серийных заводах, что существенно увеличивает эксплуатационные и производственные затраты.

Кроме того, в процессе подготовки и проведения' испытаний возникает ряд технических и методических вопросов, требующих предварительной оценки нагруженности конструкций в процессе испытаний.

19300 ад 20000 та в О

Ж О

15000

10000 и

11000

10450

2600

3400

Рисунок В.З. Стоимость проведения ресурсных испытаний (в ценах 2008 года): 1 - ресурсные испытания планера самолёта М-101Т «Гжель»; 2 - ресурсные испытания горизонтального оперения самолёта Су-30МКИ; 3 — ресурсные испытания вертикального оперения самолёта Су-30МКИ; 4 - ресурсные испытания планера самолёта Ту-204 на основной случай нагружения с 30000 до 40000 программных блоков; 5 — ресурсные испытания узлов навески шасси самолёта Су-27 № 23-205; 6 - ресурсные испытания криволинейных панелей фюзеляжа самолёта RRJ; 7 - ресурсные испытания отсека фюзеляжа с гермошпангоутом № 51 самолёта RRJ те

О н и о

С— с

К X а> 2 а> я н к и X о & С

100

2 х

0 Й <D

Qk

50 П 1

0 к та

1 а н о 0

60

27

Су-22МЗ М-101Т Ту-204 Ту-154М Ту-154Б Су-34 Су-30 Гжель планер

Изделие

Рисунок В.4. Процент времени простоя стенда из-за ремонта конструкции Актуальность исследований.

Обеспечение высокого проектного ресурса авиационной техники относится к числу приоритетных направлений развития отечественного авиастроения. Достигнутый уровень научно-технического прогресса позволяет создавать высокоресурсные конструкции и в настоящее время» закладываются условия, при. которых длительность эксплуатации современных пассажирских самолётов должна составлять не менее 20 лет при общем ресурсе планера до 60000 — 70000 лётных часов'и более. Основой для* этого служит комплекс мер, применяемых на стадиях проектирования; изготовления и эксплуатации самолётов. На стадии проектирования - это выбор рациональных конструктивных схем и материалов, прогнозирование показателей долговечности с использованием расчётных схем, максимально,приближенных к условиям эксплуатации самолёта, с широким привлечением методов1 математического* и физического моделирования. На стадии изготовления* — это тщательный контроль материалов и комплектующих изделий, высокий уровень организации и контроля технологических процессов, промежуточные испытания элементов, узлов и агрегатов самолёта. Применение систем! технического обслуживания, включающих комплекс диагностических и планово-профилактических мероприятий; позволяют снизить^ до минимума вероятность не обнаружения усталостных разрушений в процессе эксплуатации самолёта.

Практическое значение проблемы ресурса весьма велико, и с экономической, точки зрения, увеличение ресурса самолёта приводит к существенной экономии- материалов, энергетических и трудовых затрат. Отмеченные проблемы обеспечения' ресурса- пассажирских и транспортных самолётов определяют актуальность темы диссертации и задач, решённых в ней.

Подтверждение ресурса самолёта производится- с помощью усталостных испытаний натурной конструкции и проведением большого объёма численных исследований. В диссертационной работе показано, что- повышение качества ресурсных испытаний и сокращения их сроков можно добиться проведением параллельно с реальным экспериментом расчётных исследований [91 - 94], в том числе, виртуального численного эксперимента, при котором просчитываются различные варианты нагружения и конструктивного исполнения деталей и узлов конструкции.

С помощью < виртуального численного эксперимента решаются5 следующие задачи:

1. При подготовке и проведении4 прочностных испытаний крайне важно иметь полную информацию о напряжённо-деформированном состоянии (НДС) конструкции при нагрузках, заданных в программе испытаний. Такая информация необходима для»ресурсных испытаний, когда важно знать наиболее нагруженные зоны конструкции, как потенциальные места* появления усталостных повреждений. Имея результаты НДС выявленных слабых зон конструкции можно'провести предварительную оценку их долговечности, а также дать оценку эффективности ремонтов повреждённых конструкций. Зная расположение наиболее нагруженных зон, можно детально разработать регламент и схему де-фектации1 конструкции, в>процессе испытаний с целью своевременного обнаружения усталостных повреждений на ранних стадиях развития и дальнейшей регистрации скоростей их развития.

2! При< статических испытаниях или* при испытаниях на остаточную статическую прочность-необходим прогноз нагруженности конструкции с целью* предотвращения^ преждевременного разрушения» и определения оптимального порядка проведения1 испытаний,' в» процессе которых конструкция, не доводится на начальных этапах до значительных разрушений, после которых, как правило, отсутствует возможность экспериментальной^ проверки-прочности всех её элементов.

3. Предварительный расчёт НДС перед испытаниями позволяет провести оптимизацию схем тензометрии с точки зрения трудоёмкости, необходимого объёма аппаратуры, а также контроля целостности конструкции.

Для решения поставленных задач расчётные исследования должньк проводиться в максимально короткие сроки и с минимальными допущениями, определяющимися соответствием расчётной схемы реальной конструкции, максимальным соответствием расчётных условий нагружения условиям эксплуатации, а также достаточно точным моделированием условий закрепления при численных исследованиях.

Анализ причин возникновения разрушений, возможностей и путей их предотвращения, а также выявление потенциально опасных зон конструкции до и во время проведения натурных испытаний являются задачами виртуального численного,эксперимента [95 - 98].

В настоящее время расчётные методы исследования общего и местного НДС конструкции основаны на широком использовании метода конечных элементов (МКЭ) [99f— 100]. Применение конечно-элементного анализа даёт возможность создавать компьютерную модель конструкции и моделировать нагрузки, которые будут на неё воздействовать до разработки физического прототипа, что позволяет экономить финансовые средства на этапах исследований, проектирования, технологических разработок и производства. Анализ конструкций с использованием метода конечных элементов является в настоящее время фактическим мировым стандартом для прочностных и других видов расчётов конструкций. Основой этого служит универсальность МКЭ, позволяющая единым способом рассчитывать различные конструкции с различными свойствами материалов [101 —104].

Исследования, проведённые в диссертации, представляют собой часть плановых работ, проводимых в СибНИА в рамках выполнения мероприятий Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года».

Цель и задачи исследований.

Целями данной работы являются:

Повышение усталостной долговечности критических зон конструкций самолётов на этапе ресурсных испытаний.

Повышение качества, снижение стоимости и сроков проведения испытаний натурной авиационной техники.

Для достижения поставленных целей необходимо решить следующие задачи:

1. Выявить критические зоны конструкций самолётов по критерию усталостной долговечности и провести её расчётную оценку.

2. Выполнить расчётное обоснование эффективности рекомендуемых вариантов ремонта и-доработок повреждённых конструкций.

3: Провести- прогнозирование высоконагруженных зон в обоснование контроля целостности,конструкции и своевременного обнаружения повреждений на ранних стадиях их развития:

4'. Определить, оптимальный, порядок, проведения испытаний* и разработать оптимальные схемы, тензометрии до начала, проведения1 стендовых»испытаний конструкций:

Объект исследования.

Объектами исследования,являются; натурные- авиационные конструкции, проходящие стендовые статические иресурсныеиспытания.

Методы исследования.

В-' диссертационной* работе использовались.численные и аналитические методы строительной'механики, методы расчёта статической прочности и усталостной-долговечности авиационных конструкций, экспериментальные методьь исследования' напряжённо-деформированного» состояния* натурных самолётов. Анализ общего и* местного НДС авиаконструкций в работе выполнен с помощью метода конечных элементов. В работе, автор руководствовался-нормативными документами авиационной промышленности — Авиационными'правилами [2, 3] и справочными данными^ по« выносливости, конструктивных самолётостроительных сплавов [105 — 106]:

Научнаяновизна исследования.

Усовершенствована методика определения усталостной долговечности, позволяющая повышать ресурс и качество стендовых испытаний конструкций самолётов и основанная на виртуальном, численном эксперименте реальной конструкции.

Виртуальным численным экспериментом определены зоны с низкой усталостной долговечностью, разработаны и обоснованы варианты доработок и ремонтов слабых и повреждённых элементов конструкций самолётов.

Расчётным путём решена задача по обеспечению качества стендовых испытаний натурных конструкций самолётов;

Практическая значимость и реализация результатов исследований.

Результаты, исследований, проведённые в диссертационной работе, позволили повысить усталостную долговечность критических зон конструкций ряда отечественных самолётов на этапе проведения, ресурсных испытаний^ повысить качество, снизить стоимость и сроки проведения испытаний натурной авиационной техники.

Расчётные исследования,усталостной долговечности отсеков центроплана, самолётов Су-27, Су-ЗОМКИ и Су-34 позволили спрогнозировать зоны с низкой усталостной долговечностью, разработать, обосновать и внедрить варианты доработок конструкций: Эффективность доработок была подтверждена* при стен-: довых. ресурсных испытаниях. Разработанный; модифицированный; вариант элементов конструкции в районе узлов навески шасси.самолёта Су-27С позволил повысить усталостную^ долговечность, до 1,5 раз. Изменение конструктивных параметров отсека центроплана- самолёта Су-34 привело; к увеличению долговечности в 1,5 раза.

Проведено исследование усталостной долговечности стыка крыла с фюзеляжем " самолёта'М101Т, разработан вариант конструктивной доработки стыка и вариант замены материала узлов стыка, что позволило1 увеличить усталостную г долговечность в 2 раза и обосновать проектный ресурс конструкции самолёта. •

Предварительным анализом НДС планера самолёта Су-ЗОМКИ был предложен необоснован оптимальный.порядок проведения испытаний, что позволило • на начальных этапах проведения прочностных испытании предотвратить преждевременные разрушения, конструкции.

На. основании численного эксперимента и анализа НДС конструкции крыла самолёта Су-ЗОМКИ разработана оптимальная схема монтажа тензодат-чиков на: флапероне, что позволило сократить в. 2 раза трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

Разработана технология» дефектации и. контроля/целостности конструкций-в труднодоступных для осмотров*-зонах самолётов Су-27, Gy-ЗОМКИ* и Су-34 при ресурсных испытаниях узлов* навески шасси; а также в элементах хвостовой части фюзеляжа* самолёта, Су-ЗОМКИ при испытаниях оперения. Данные меры позволили^своевременно обнаруживать усталостные повреждений на-ранних стадиях их развития.

Результаты, полученные при выполнении диссертационной-работы, внедрены в1 ФГУП «СибНИА имени. С.А. Чаплыгина»,- ОАО ■ «ОКБ Сухого» и ФЕУП «ЭМЗ'имени-В.'М. Мясищева».

На защиту выносятся:;

Усовершенствованная методика исследований.» усталостной долговечности критических зон конструкций* самолётов-, на? основе математических моделей! и-виртуальных численных экспериментов-на, конечно-элементных моделях конструкций, самолётов.

Результаты численных, исследований- усталостной долговечности вы-соконагруженных зон конструкций «самолётов;

Разработанные и расчётным путём обоснованные-варианты ремонта-ш доработок, позволяющих повышать усталостную» долговечность слабых зон-конструкцийсамолётов. Результаты численных исследований- по обеспечению качества стендовых испытаний посредством-оптимизации» порядка проведения-испытаний, выбора оптимальных схем. тензометрии и * выявления разрушений на ранних стадиях их развития.

Достоверность результатов работы обеспечивается: большим, объёмом полученных расчётных данных и их удовлетворительной сходимостью1 с результатами стендовых испытаний усталостной долговечности натурных конструкций самолётов.

Личный вклад автора.

Диссертационная работа выполнена в научно-исследовательском отделении статической, усталостной и тепловой прочности авиационных конструкций ФГУП «СибНИА имени С.А*. Чаплыгина» в соответствии с планами*научно-исследовательских работ института. Автором осуществлялась постановка задач, выбор методов их решения, расчёты, анализ результатов'исследований и формулировка выводов.

Апробация результатов,исследования.

Основные положения и результаты работы докладывались на:

Г. 1Г Международной научно - технической конференции .молодых учёных и .специалистов (г. Жуковский* октябрь 2002 г.);

2. Школе-семинаре "Проблемы^ прочности', авиационных» конструкций и материалов" (г. Новосибирск, февраль 2005 г.);

3. Всероссийской- научно-технической конференции, посвящённой' 60-летию победы в Великой Отечественной^ войне (г. Новосибирск, НГТУ, апрель 2005 г.).

4. Всероссийской научно-технической- конференции, посвящённой 60-летию отделений; аэродинамики летательных аппаратов и прочности- авиационных конструкций (г. Новосибирск, СибНИА, 2005 г.).

5. Всероссийской, научно-технической, конференции по аэродинамике летательных аппаратов и- прочности авиационных конструкций (г. Новосибирск, СибНИА, 200&г.).

6. Семинаре отдела механики, деформируемого твёрдого тела Института гидродинамики им-. М:А. Лаврентьева- СО' РАН (г. Новосибирск, апрель 2009 г.).

7. Семинаре кафедр'"Прочность летательных аппаратов" и "Самолёто- и вертолётостроения" Новосибирского-государственного технического университета (г. Новосибирск,.апрель 2009 г.):

Публикации.

По материалам диссертации опубликовано 5 печатных работ, из них: 2 статьи в журналах, входящих в перечень изданий, рекомендованных ВАК РФ, 3 — в сборниках трудов Всероссийских научно-технических конференций.

Объём и структура диссертации.

Диссертация состоит из введения, трёх глав, заключения, списка использованных источников из 129 наименований и приложений. Работа изложена на 142 страницах основного текста, включая 103 рисунка и 5 таблиц.

3.3. Выводы

С помощью численных исследований самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ и Су-34 проведена оценка долговечности зон с низкими характеристиками выносливости. Выработаны рекомендации по проектированию рациональных по условиям выносливости вариантов ремонтов и доводок повреждённых конструкций. Предложенный модифицированный вариант нервюры № 7 самолёта Су-27С позволил, по данным расчёта, повысить усталостную долговечность до 1,5 раз. Для увеличения долговечности в 1,5 раза было предложено увеличить толщину стенки № 2 отсека центроплана самолёта Су-34 с 11 мм до 15 мм.

Выполненный комплекс расчётно-экспериментальных работ по анализу и доводке ресурсных характеристик стыка крыла с фюзеляжем самолёта М101Т позволил повысить усталостную долговечность конструкции. Для обоснования проектного ресурса конструкции самолёта были разработаны следующие мероприятия:

1. По причине нестабильности усталостных характеристик полуфабрикатов материала ВТ22, из которых изготавливались стыковочные фитинги, материал ВТ22 был заменён на сталь 06Х14Н6Д2МБТ, что позволило повысить усталостную долговечность фитингов в 2 раза.

2. Выданы рекомендации по изменению конструктивных параметров стыковочных фитингов, лонжеронов и накладок. Для увеличения долговечности в 5 раз нижнего пояса первого лонжерона по радиусному переходу в сопряжении ребра с полкой было рекомендовано увеличить радиус сопряжения с 4 до 10 мм. Уменьшением толщины ремонтной накладки под пятью крайними болтами с 2,5 мм до 1,5 мм можно добиться увеличения расчётной долговечности в 1,5 раза ремонтной накладки и стенки первого лонжерона в зоне включения накладки.

127

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В соответствии с поставленными целями и задачами в диссертационной работе получены следующие результаты:

1. Усовершенствована методика расчётных исследований усталостной долговечности критических зон конструкций самолётов в обеспечение повышения их ресурса и качества стендовых испытаний на основе математических моделей и виртуальных численных экспериментов.

2. Для планеров самолётов Су-27С, Су-ЗОМКИ, Су-34 и М101Т определены высоконагруженные зоны конструкций и дан прогноз их расчётной долговечности. Выданы рекомендации по доработкам и ремонтам повреждённых зон, позволяющих снизить концентрацию напряжений и увеличить долговечность конструкции. Разработанный модифицированный вариант элементов конструкции в районе узлов навески шасси самолёта Су-27С позволил, по данным расчёта, повысить усталостную долговечность до 1,5 раз. Изменение конструктивных параметров отсека центроплана самолёта Су-34 привело к увеличению долговечности в 1,5 раза. Замена материала стыковочных фитингов и внедрение рекомендаций по изменению конструктивных параметров зон стыка крыла с фюзеляжем позволили повысить усталостную долговечность планера самолёта М101Т в 2 раза.

3. Предварительный расчётный анализ НДС критических зон конструкций самолётов позволил своевременно обнаруживать разрушения элементов на начальных этапах их развития. Наряду со стендовыми испытаниями, проведёнными в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», расчётными исследованиями было установлено, что при испытаниях узлов навесок шасси маневренных самолётов наиболее нагруженными являются шассийные балки и нервюры центроплана. Максимальные напряжения проявляются в зонах вырезов под стрингеры верхней и нижней панелей центроплана и в зонах отверстий под арматуру топливной системы — высокая концентрация напряжений обусловлена слабой компенсацией вырезов. Численные исследования НДС конструкции самолёта

Су-3ОМКИ при нагружении ;ГО и ВО позволили спрогнозировать появление усталостных разрушений в элементах хвостовой части фюзеляжа. .

4. До начала проведения; стендовых испытаний планера самолёта Су-ЗОМКИ: был определён оптимальный порядок проведения испытаний, что позволило избежать преждевременного разрушения конструкции* на начальном: этапе проведения комплекса прочностных испытаний.,

5. Расчётные исследования НДС панелей; флаперона, самолёта Су-ЗОМКИ при нагружении программными нагрузками на остаточную статическую ; прочность позволили предложить оптимальные по количеству и, топологии расположения схемы монтажа тензодатчиков; что позволило в 2 раза сократить трудоёмкость монтажных работ и существенно сократить сроки подготовки к проведению испытаний.

6. Для оценки влияния граничных условий на. результаты НДС были проведены исследования) для? изолированных; конечно-элементных моделей шассийных балок и моделей балок в составе КЭМ; планера; самолёта; Анализ проведённых расчётов показал, что разница в полученных результатах составляет 10 - 20%. Были сделаны выводы о том, что с поправкой на выявленную величину погрешности для начального определенияшаиболее нагруженных зон конструкций^ можно использовать результаты численных исследованийУизолированных моделей:

7. Результаты, полученные при выполнении: диссертационной: работы,, внедрены в ФГУП «СибНИА имени С.А. Чаплыгина», ОАО: «ОКБ Сухого» и ФГУП «ЭМЗ имени В.М. Мясищева» и позволили на этапе ресурсных испытаний повысить долговечность высоконагруженных зон конструкций самолётов; повысить качество, снизить стоимость и сроки проведения стендовых натурных испытаний.

1. Федеральная целевая программа. Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 — 2010 годы и на период до 2015 года : утв. постановлением Правительства РФ от 15 октября 2001 года № 728. — М., 2001.

2. Авиационные правила. Часть 23. Нормы гражданских лёгких самолётов. -М., 2000.-145 с.

3. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолётов транспортной категории : утв. постановлением 23 сессии по авиации и использованию воздушного транспорта от 5 сентября 2003 года. М., 2004. - 236 с.

4. Усталостная прочность и долговечность самолётных конструкций : сб. ст. / пер. с англ. под ред. и пред. И.И. Эскина. — М. : Машиностроение, 1965. -591 с.

5. Усталостная прочность, и живучесть авиационных конструкций / Н.П. Пестов, Э.И. Ожеховский, Л.Т. Ткаченко и др. // Труды СибНИА. Новосибирск, 1986. - 72 с.

6. Усталость самолётных конструкций : сб. ст. / перевод с англ. под общей ред. и с пред. И.И. Эскина. М.: Оборонгиз, 1961. — 500 с.

7. Когаев В.П. Расчёты на прочность,при напряжениях, переменных во времени / В. П. Когаев. — М. : Машиностроение, 1977. — 232 с.

8. Дмитриев В.Г. Основы прочности и проектирование силовой конструкции летательных аппаратов / В.Г. Дмитриев, В.М Чижов. — М. : Москва, 2005. 416 с. - ISBN 5-900504-80-2.

9. Когаев В.П. Расчёты деталей машин и конструкций на прочность и долговечность / В. П. Когаев, Н.А. Махутов, А.П Гусенков. — М. : Машиностроение, 1985. -224 с.

10. Бойцов Б.В. Прогнозирование долговечности напряжённых конструкций / Б.В. Бойцов. — М. : Машиностроение; 1985. — 232 с.

11. Болотин В.В. Прогнозирование ресурса машин и конструкций / В.В. Болотин. -М. : Машиностроение, 1984. — 312 с.

12. Болотин В:В. Ресурс машин и конструкций / В.В. Болотин. М. : Машиностроение; 1990: -448 с. - ISBN.5-217-00840-7.13'. Исследование и расчёт напряжений в деталях машин и конструкций / под ред. Н.И. Пригоровского: М. : Наука, 1966. - 192 с.

13. Исследование напряжений в конструкциях / под ред: Н.И.' Пригоровского. -М. : Наука, 1980. 120 с.

14. Трощенко В.Т. Деформирование и разрушение металлов при многоцикловом нагружении / В.Т. Трощенко. — Киев : Наукова'думка, 1981. — 341 с.

15. Ратнер С.И. Разрушение при повторных нагрузках / С.И. Ратнер. — М. : Оборонгиз, 1959.-352 с.

16. Горицкий В.М5. Структура и усталостное разрушение металлов / В.М. Горицкий, В.Ф. Терентьев. -М. : Металлургия, 1980. 207 с.

17. Циклические деформации и усталость металлов. Малоцикловая и-многоцикловая усталость металлов / В. Т. Трощенко; JI.A. Хамаза, В.В: Покровский и др. Киев : Наукова думка, 1985. — Т 1. — 216 с.

18. Терентьев В.Ф: Усталость металлических материалов: учеб. пособие / В.Ф. Терентьев: Воронеж : Воронежский технический - университет, 2000. - 60 с.

19. Иванова B.C. Природа усталости металлов / B.C. Иванова, В.Ф. Терентьев. — М. : Металлургия, 1975. — 455 с.

20. Терентьев В.Ф. Циклическая прочность металлических материалов / В.Ф. Терентьев. Уфа : Уфимский государственный университет, 2001. — 104 с.

21. Гаф.Г.Дж. Усталость металлов / Г.Дж. Гаф ; пер. с англ. — М. : ОНТИ НКТП СССР, 1935. - 304 с.

22. Форрест П. Усталость металлов / П. Форест. — М. : Машиностроение,1968.-352 с.

23. Решетов Д.Н. Расчёт деталей на прочность при переменных режимах нагружений / Д.Н. Решетов, С.М. Чатынян // Вестник машиностроения № 8. -М., 1965.-С. 11-14.

24. Серенсен С.В. Долговечность деталей машин с учётом вероятности разрушения при нестационарном переменном нагружении / С.В. Серенсен, В.П. Когаев // Вестник машиностроения № 1. — М., 1966. — С. 7-14.

25. Степанов М.Н. Усталость лёгких конструкционных сплавов / М.Н. Степанов, Е.В. Гиацинтов. -М. : Машиностроение, 1973. 318 с.

26. Хейвуд Р.Б. Проектирование с учётом усталости / Р.Б. Хейвуд. — М. : Машиностроение, 1969. 504 с.

27. Усталостная прочность и остаточные напряжения в стали и чугуне / под ред. И.В. Кудрявцева. М. : Машгиз, 1955. - 184 с.

28. Усталость металлов: сб. ст. / пер. с англ. В.К. Житомирского под ред. Г.В. Ужика. — М.: Издательство иностранной литературы, 1961. 378 с.

29. Терентьев В.Ф. Усталость металлических материалов / В.Ф. Теренть-ев. М. : Наука, 2002. - 248 с. - ISBN 5-02-003001-5.

30. Ботвина JI.P. Разрушение: кинетика, механизмы, общие закономерности / Л.Р. Ботвина. М.: Наука, 2008. - 334 с. - ISBN 978-5-02-032647-7.

31. Микляев П.Г. Кинетика разрушения / П.Г. Микляев, Г.С. Нешпор, В.Г. Кудряшов. М.: Металлургия, 1979. — 279 с.

32. Белов В.К. Повышение усталостной долговечности заклёпочных и сварных соединений авиационных конструкций технологическими методами / В.К. Белов, Г.Ф. Рудзей, А.А. Калюта. Новосибирск : Изд-во НГТУ, 2006. — 180 с. - ISBN 5-7782-0701-8.

33. Селихов А.Ф. Статистическая оценка безопасного срока службы конструкций по условиям выносливости с учётом порога чувствительности по циклам нагружения / А.Ф. Селихов // Труды ЦАГИ № 1016. — М., 1966.-21 с.

34. Селихов А.Ф. Методика обработки результатов испытаний на выносливость с целью оценки величины порога чувствительности по циклам /

35. А.Ф. Селихов, И.Г. Хлебникова // Труды ЦАГИ № 30. М., 1966. - 42 с.

36. Селихов А.Ф. Оценка порога чувствительности для различных законов распределения долговечности / А.Ф. Селихов // Труды ЦАГИ № 129. — М., 1965.-21 с.

37. Селихов А.Ф. Применение метода статических испытаний к некоторым законам определения характеристик выносливости / А.Ф. Селихов, А.С. Шариков // Труды ЦАГИ № 930. М., 1964. - 47 с.

38. Селихов А.Ф. Статистическая обработка результатов и планирование испытаний на выносливость по методу серий / А.Ф. Селихов, В.Я. Сенник // Труды ЦАГИ № 75. М., 1966. - 33 с.

39. Селихов А.Ф. Методология и опыт обеспечения безопасности конструкции стареющих самолётов / А.Ф. Селихов, В.Г. Лейбов, Г.И. Нестеренко и др. // Прочность авиационных конструкций. Труды ЦАГИ. — Вып. 2631. — М., 1998.-С. 21-28.

40. Селихов А.Ф. Основные принципы обеспечения прочности и ресурса вертолётов а СССР / А.Ф. Селихов // Прочность авиационных конструкций. Труды ЦАГИ. Вып. 2631. - М., 1998. - С. 7-20.

41. Модели технологического рассеяния усталостной долговечности / А.Ф. Селихов, А.Г. Колосов, В.Г. Лейбов и др. // Прочность авиационных конструкций. Труды ЦАГИ. Вып. 2631.-М., 1998. - С. 38-50.

42. Селихов А.Ф. Об одной особенности характеристик выносливости алюминиевых сплавов / А.Ф. Селихов, И.Е. Ушаков // Ученые записки ЦАГИ. — М., 1980. Том XI. - С. 40-50.

43. Нестеренко Г.И. Долговечность самолётных конструкций / Г.И. Нестеренко // Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций. Труды ЦАГИ. Вып. 2664. - М., 2004. - С. 239-256.

44. Нестеренко Г.И. Расчётно-экспериментальное определение роста усталостных трещин в конструкционных материалах / Г.И. Нестеренко // Прочность, колебания и ресурс авиационных конструкций. Труды ЦАГИ. — Вып. 2664. М., 2004. - С. 259-263.

45. Нестеренко Г.И. Аэродинамика, динамика4 полёта и прочность / Г.И: Нестеренко. М'. : Машиностроение, 2002. — Т. IV-21, кн. 1. раз. 3, гл. З-.З. - С. 576-626.

46. Статические испытания левой консоли крыла самолёта Ту-334 на остаточную прочность / В.Ф. Мохов, Г.И. Нестеренко, В.М: Сим и др. // Научно-технический отчёт ФГУП'ЦАГИ 2005. Жуковский, 2006. - С. 357-338.

47. Исследование'влияния* длительной эксплуатации на прочностные характеристики авиационных материалов*/ В.Н. Басов, Г.И. Нестеренко, Б.Г. Нестеренко и др. // Научно-технический- отчёт ФГУП ЦАГИ 2005. Жуковский, 2006. - С. 372-374.

48. Нестеренко»Г.И! Нормативные требования к обеспечению безопасности длительной? эксплуатации авиационных конструкций / Г.И: Нестеренко // Научно-технический отчёт ФГУПЩДГИ 2006. Жуковский, 2007. - С. 329-335.

49. Нестеренко Г.И. Исследование характеристик статической прочности Hi сопротивления усталости высокопрочных алюминиевых сплавов / Г.И. Нестеренко, В.Н. Басов// Научно-технический отчёт ФГУП-ЦАГИ 2007. — Жуковский, 2008. С. 391-392.

50. Зайцев. М.Д. Испытания образцов нижней панели крыла самолёта SSJ / М.Д. Зайцев, А.В.' Кулёмин, Г.И. Нестеренко // Научно-технический отчёт ФГУП ЦАГИ'2007. Жуковский; 2008. - С. 393-394.

51. Приказчик Л.И. Исследования ресурсных характеристик цилиндрических панелей при сложно-напряжённом состоянии- / Л:И Приказчик, ЭЖ. Сймантовская, AiHi Бакулин*// Труды-СибНИА;— Выю.7. — Новосибирск, 1986.-С. 12-21. • ■■':' ';,■';";•■

52. Приказчик Л.Ш Исследования усталостной прочности зоны ремонта гермоотсека / Л.И. Приказчик, Э.К. Сймантовская // Груды СибНИА. — Вып. 6. — Новосибирск, 1986. С. 6-25.

53. Приказчик Л.И. Методика оценки живучести гермофюзеляжей, повреждённых продольными усталостными трещинами / Л.И. Приказчик,

54. Анализ результатов испытаний натурных авиационных конструкций с наработкой в эксплуатации и большим cpoкoм^ службы, выдача рекомендаций по учёту этих факторов (1 этап): отчёт о НИР: 55 96 / СибНИА; испол.: Ряби-нов М.И. - Новосибирск, 1996.

55. Отработка методики и техники ресурсных испытаний органов управления самолётом с одновременным приложением нагрузок функционирования и вибраций (2 этап): отчёт о НИР: 23 97 / СибНИА; испол.: Рябинов М.И. -Новосибирск, 1997.

56. Результаты тензометрии. Фюзеляж. Схемы, эпюры: отчёт о НИР (книга 2): 10 95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В., Ожеховский А.Э. и др.1. Новосибирск, 1995.

57. Результаты тензометрии. Крыло. Схемы, эпюры, циклограммы: отчёт о НИР (книга 3): 10 95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В., Ожеховский А.Э. и др. - Новосибирск, 1995.

58. Фюзеляж. Результаты тензометрии по 1 и 2 программе: отчёт о НИР (книга 4): 10 95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В., Ожеховский А.Э. и др. -Новосибирск, 1995.

59. Результаты тензометрии по 1 и 2 программе: отчёт о НИР (книга 5): 10-95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В., Ожеховский А.Э. и др. — Новосибирск, 1995.

60. Эпюры и таблицы перерезывающих сил и моментов по крылу и фюзеляжу: отчёт о НИР (книга 6): 10 95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В., Ожеховский А.Э. и др. - Новосибирск, 1995.

61. О результатах повторно-статических испытаний проводки управления элеронами самолёта Ту-154Б № 85297 с наработкой в эксплуатации: отчёт о НИР: 27 95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В., Санников В.И. и др. - Новосибирск, 1995.

62. О результатах повторно-статических испытаний руля высоты с примыкающей частью проводки управления самолёта Ту-154Б № 85297 с наработкой в эксплуатации (2 этап до 100000 циклов): отчёт о-НИР: 48 95 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В. - Новосибирск, 1995.

63. О результатах повторно-статических испытаний элерона с примыкающей частью проводки управления самолёта Ту-154Б № 85297 с наработкой в эксплуатации: отчёт о НИР: 02 — 96 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В. — Новосибирск, 1996.

64. Результаты ресурсных испытаний самолёта Ту-204 № 005 на базе 19753 25503 программных блоков: отчёт о НИР: 15 - 2000 / СибНИА; испол.: Мальцев А.В. — Новосибирск, 2000.

65. О результатах статических испытаний негерметизированного опыт-4 ного отсека кессона с сотовыми панелями (1 этап): отчёт о НИР: 03 — 78 / СибI

66. Экспресс-отчёт по опытно-конструкторской работе. Комплексные ресурсные испытания изделия Т10В. Результаты 1 этапа усталостных исследований изделия Т10В № 01-03: отчёт о НИР: 29-04 / СибНИА; испол.: Матлахов Н.П., Чаплыгин В.Н. — Новосибирск, 2004.

67. О результатах повторно-статических испытаний самолётов Ту-104Б № 42400 и Ту-104А № 42392: отчёт о НИР: 93 90 / СибНИА; испол.: Матлахов Н.П. - Новосибирск, 1990.

68. Рябинов М.И. Экспериментальная отработка статической прочности и ресурса отечественных самолётов : сб. ст. : Основные направления научно-экспериментальных работ СибНИА в 1941 — 2005 гг. / М.И. Рябинов. — Новосибирск, 2006.

69. Автоматизация научных исследований и обучения / А.В. Виттих, О.М. Петров, В.П. Сабило и др. — Саратов : Издательство Саратовского университета, 1986. — 156 с.

70. Системы автоматизированного проектирования: в 9-ти кн. / под ред. И.П. Норенкова-М. : Высшая школа, 1985.

71. Сухарев И.П. Экспериментальные методы исследования деформаций и прочности / И.П. Сухарев. М. : Машиностроение, 1987. - 216 с.

72. Исаев В.К. Автоматизированные системы проектирования, конструирования и? производства- авиационной промышленности (по материалам открытой иностранной, печати) / В'.К Исаев, В.Г. Коняев, П.И. Курилкина // Обзор ОНТИ ЦАГИ. 1985. - № 6491 - 160 с.

73. Белов В.К. Обеспечение прочности' авиационных конструкций" при создании перспективных высокоресурсных летательных аппаратов / В:К. Белов, Л!А. Адегова- // Научный вестник НГТУ. — №■ 3. Новосибирск, 2005: - С. 89-101.

74. Положение о применении метода конечных элементов при обеспечении. прочности авиаконструкций' / Жуковский : Издательский отдел ЦАГИ, 1983.-6 с.

75. Зенкевич'О: Метод конечных элементов в,технике / О: Зенкевич. — М. : Мир, 1975.-544 с.

76. Рыбников Е.К. Инженерные расчёты механических конструкций в системе MSC.Patran-Nastran : учеб. пособие / Е.К Рыбников; С.В'. Володин, Р.Ю. Соболев. — М. : Московский государственный университет путей сообщений, 2003.-Ч. 1.-130 с.

77. Ю2.Шимкович Д.Г. Расчёт конструкций* в MSG/NASTRAN-for Windows / Д.Г. Шимкович. М. : ДМК Пресс, 2003. - 448^с.

78. Рынков С.П. MSC.Visual* NASTRAN for Windows / С.П. Рычков. -М:: НТ Пресс, 2004. 552 с.

79. Чигарев А.В. ANSYS для инженеров: спр. пособие / А.В: Чигарев, А.С. Кравчук, А.Ф: Смалюк. — М. : Машиностроение, 20041 — 512 с.

80. Расчётные характеристики*конструкционных материалов // Справочник. -Вып. 1 Жуковский.: ЦАГИ, 1987.-215 с.

81. Справочные данные по выносливости конструктивных самолётостроительных сплавов, титановых и стальных.болтов: отчёт о НИР: 1852-IV / ЦАГИ; испол.: Богданов Б.Ф., Колганова З.Н, Кулешов Д.Я. — Жуковский; 1976. 177 с.

82. Махутов Н.А. Сопротивление элементов конструкций хрупкому разрушению / Н.А. Махутов. — М.: Машиностроение, 1973. — 200"с.108:Черепанов-Г.П. Механика хрупкого разрушения / Г.П. Черепанов. -М. : Наука, 1974.-640 с.

83. Ю9.Пэрис П.С. Анализ напряжённого состояния1 около трещин. Прикладные вопросы вязкости разрушения / П.С. Перис. — М'.: Мир, 1968.

84. Совершенствование методики расчёта, усталостной долговечности регулярных и< нерегулярных зотконструкций СПС: отчёт о НИР: 211-77 / СибНИА; испол.: Лисунов«А.Д., Рябинов М.И. — Новосибирск, 1977.

85. Ш.Рябинов М.И: Расчётный анализ, идо водка характеристик выносливости натурных авиаконструкций в, процессе лабораторных испытаний: дис. кан. тех. наук : защищена 1987 : утв. 1987 / М.И. Рябинов. — Новосибирск.: СибНИА-, 1987.-218 с.

86. Дарахвелидзе П:Г. Delphi 4 / П.Г. Дарахвелидзе, Е.П. Марков. —

87. Санкт-Петербург : БХВ Санкт-Петербург, 1999. - 816 с.

88. Культин Н.Б. Программирование в Turbo Pascal 7.0 и Delphi / Н.Б Культин. — Санкт-Петербург : BHV Санкт-Петербург, 1998. — 240 с.

89. Культин Н.Б. Delphi 3. Программирование на Object Pascal / Н.Б. Культин. Санкт-Петербург : BHV - Санкт-Петербург, 1998. - 304 с.

90. Пб.Когаев В.П. Расчёты деталей машин и конструкций на прочность и долговечность / В.П. Когаев, Н.А. Махутов, А.П. Гусенков. М .: Машиностроение, 1985. - 224 с.

91. Степнов М.Н. Усталость лёгких конструкционных сплавов / М.Н. Степнов., Е.В. Гиацинтов. М .: Машиностроение, 1973. - 317 с.

92. Методика определения ресурса планера самолёта на стадии эксплуатации: отчёт о НИР: 1578 / ЦАГИ; испол.: НИО-18, НИО-19. Жуковский, 1976.

93. Стрижиус В.Е. Модифицированное расчетное уравнение усталости элементов авиационных конструкций // Научный вестник МГТУ ГА. Серия: «Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС». 2007. № 119. С. 141-148.

94. Стрижиус В.Е. Руководство по расчётам на усталость элементов конструкции планера самолёта (проект) // Научный вестник МГТУ ГА. Серия: «Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС». 2008. № XX.

95. Петерсон Р. Коэффициенты концентрации напряжений / Р. Петерсон. — М.: Мир, 1977.-302 с.

96. Лоим В.Б. Выносливость обшивки герметического фюзеляжа в зоне подкреплённого выреза (ДСП) / В.Б. Лоим // Труды ЦАГИ. Вып. 1318. - М., 1971.-44 с.

97. Результаты ресурсных испытаний узлов крепления основных стоек шасси самолёта Су-27С № 23-05: отчёт о НИР: 07-03 / СибНИА; испол.: Обе-лецВ.И. Новосибирск, 2003.

98. Анализ причин усталостного разрушения шассийной балки самолёта Су-27: отчёт о НИР: 21-02 / СибНИА; испол.: Адегова Л.А., Рябинов М.И. -Новосибирск, 2002.

99. Расчётный анализ конструкции при проведении испытаний узлов навески шасси самолёта Су-27С № 23-205: отчёт о НИР: 30-05 / СибНИА; испол.: Адегова Л.А., Рябинов М.И. Новосибирск, 2005.

100. Расчёт долговечности элементов конструкции центроплана самолёта Су-34 при стендовых ресурсных испытаниях узлов навески шасси: отчёт о НИР: 10В-53-189-06 / ОКБ Сухого; испол.: Адегова Л.А., Гоцелюк Т.Б. и др. -Москва, 2006.

101. Белов В.К. Повышение усталостной долговечности высоконагружен-ных зон конструкций самолётов на этапе проведения ресурсных испытаний / В.К. Белов, Л.А. Адегова // Общероссийский научно-технический журнал "Полёт". 2009. - № 9. - С. 19-26.