автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Расчетно-экспериментальное исследование методов обеспечения эксплуатационной живучести конструкций летательных аппаратов

Введение

1. Глава 1 «Расчетно-экспериментальное исследование скорости роста усталостных трещин в новых материалах при регулярных и нерегулярных нагрузках»

1.1 Постановка задачи исследования

1.2. Закономерности развития усталостных трещин

1.3 Исследование роста трещин при регулярных нагрузках

1.4 Исследование роста трещин при нерегулярных нагрузках

2. Глава 2 «Разработка метода расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых материала»

2.1 Постановка задачи исследования

2.2 Энергетические принципы линейной механики разрушения, применяемые для расчета остаточной прочности

2.3 Методика проведения эксперимента для получения R-кривых.

2.4 Применение R-кривой для расчета остаточной прочности.

2.5 Определение точности и применимости разработанного метода расчета.

3. Глава 3 «Экспериментальное исследование критериев остаточной прочности конструкций с многоочаговыми трещинами»

3.1 Постановка задачи исследования

3.2 Образцы для испытаний и методика эксперимента

3.3 Результаты эксперимента и их анализ

4. Глава 4 «Экспериментальное исследование деградации характеристик скорости роста трещин в обшивке крыла и фюзеляжа

4.1 Постановка задачи исследования

4.2 Материалы, образцы, программа экспериментов

4.3 Результаты экспериментов и их анализ

Выводы

Одной из наиболее важных проблем авиации в современных условиях является проблема одновременного обеспечения больших ресурсов, безопасной эксплуатации и экономической эффективности конструкции пассажирских самолетов. Решение этой сложной комплексной проблемы осуществляется за счет обеспечения эксплуатационной живучести конструкций летательных аппаратов. Обеспечение эксплуатационной живучести является основным требованием обеспечения ресурса по условиям усталостной прочности в Нормах прочности России (АП-25), США (FAR-25), EBponbi(JAR-25).

Под эксплуатационной живучестью понимается свойство конструкции сохранять безопасность при наличии усталостных, коррозионных или случайных повреждений.

Для обеспечения эксплуатационной живучести конструкция должна удовлетворять следующим основным требованиям: должны быть известны зоны силовых элементов, в которых могут происходить повреждения в период эксплуатации; все зоны возможных повреждений должны быть контролепригодными, т.е. осматриваемыми визуально или с применением неразрушающих методов контроля (ультразвук, рентген и др.) ' остаточная прочность конструкции с допустимыми трещинами должна быть не ниже минимальной нормируемой величины; скорость развития усталостных трещин не должна превышать определенных заданных ограничений, которые обеспечивают надежное обнаружение трещин при периодических осмотрах; периодичность осмотров и разрешающая способность средств дефектоскопии должны обеспечивать надежное обнаружение допустимых повреждений .

• Эксплуатационная живучесть включает в себя два принципа: безопасность разрушения (fail-safe) и допустимость повреждения (damage tolerance). Безопасность разрушения есть свойство конструкции обеспечивать требуемую (нормируемую) остаточную прочность после частичного или полного разрушения основного силового элемента, которое обнаруживается при частых визуальных осмотрах конструкции. Допустимость повреждения - это свойство конструкции обеспечивать требуемую остаточную прочность при наличии повреждения до тех пор, пока такое повреждение не будет обнаружено с помощью неразрушающих методов контроля при сравнительно редких периодических формах контроля. Принцип эксплуатационной живучести обеспечивает повышение надежности летательных аппаратов за счет осмотров конструкции и дает возможность увеличивать их ресурс в 1.5 -т-2 раза по сравнению с принципом безопасного ресурса (safe life), который не допускает образование трещин в эксплуатируемых конструкциях. Для обеспечения безопасности эксплуатации по условиям живучести должны быть удовлетворены требования по длительности роста усталостных трещин и по остаточной прочности поврежденной конструкции. На этапе проектирования летательного аппарата эти требования обеспечиваются за счет применения конструктивных материалов с высокими характеристиками трещиностойкости, за счет конструктивных и технологических решений, за счет выбора соответствующего уровня напряжений. В период эксплуатации летательного аппарата требования к живучести обеспечивается за счет соответствующего регламента технического обслуживания конструкции и применения средств контроля.

В отечественном самолетостроении вопрос о живучести конструкций впервые бал поставлен в 40-вые годы в работах ЦАГИ Н.И. Мариным [1]. Он построил кривые усталости сварного узла из стали 30XFCA до образования трещин и до разрушения. Марин отметил, что "постепенность развития появившейся трещины в некоторых случаях позволяет следить за изменением состояния конструкции в эксплуатации. Такое, постепенно намечающееся разрушение, конечно, легче обнаружить, чем разрушение от усталости". В последующие годы Н.И. Марин систематически исследовал задачи выносливости. Под его руководством была разработана методика натурных испытаний на выносливость авиационных конструкций. С начала 50-ых годов эти испытания стали обязательными для определения ресурсов самолетов всех классов, тогда как за рубежом такие испытания были введены в 1954г лишь после двух катастроф самолетов "Комета", произошедших из-за усталостного разрушения герметических фюзеляжей.

В результате анализа причин катастрофы самолетов "Комета" в Нормы прочности самолетов США были введены в 1957 году требования к живучести (fail-safe). Нормативные требования обеспечения fail-safe привели к развернувшимся за рубежом обширным исследованиям проблемы прочности авиационных конструкций с трещинами [2]. Для решения проблем живучести в самолетостроении была внедрена в конце 60ь,х - начале 70ых годов линейная механика разрушения [3,4].В 1972 году вышла печатная работа [5], в которой впервые в СССР было проведено некоторое обобщение вопросов эксплуатационной живучести самолетных конструкций. В 1974 году в издательстве "Наука" была опубликована первая отечественная монография по механике разрушения [6]. В последующие годы было опубликовано несколько книг отечественных авторов [7,8,9] и зарубежных [10,11] по вопросам разрушения металлов и элементов конструкций. Но обширные систематические расчетно-экспериментальные исследования живучести конструкций отечественных самолетов были начаты в ЦАГИ в 1972 году после катастрофы пассажирского самолета Ан-10А из-за многоочаговых усталостных трещин. В 1976 году в Нормы прочности гражданских самолетов СССР (НЛГС-3) были введены требования к живучести конструкций. Обобщение результатов этих исследований опубликовано в работах [12, 13]. Применение вероятностных методов при решении вопросов живучести самолетных конструкций изложено в работе [14]. Актуальность работы.

Актуальность задач живучести возросла в последние годы в связи с необходимостью обеспечения безопасности конструкции стареющих, т.е. длительно эксплуатируемых самолетов. К настоящему времени многие типы самолетов России (Ту-134А, Ту-154Б, Ил-18, Ил-62, Ил-76, Ан-12, Ан-24, Як-40) и зарубежных самолетов (Боинг 707, Боинг 737, Боинг 747, DC-8, DC-9, DC-10, L1011, F28, АЗОО) превысили в 1.5ч- 2 раза свои проектные ресурсы и сроки службы. Так как в ближайшее время невозможно полностью заменить старые типы самолетов новыми, то приходится продлять ресурсы и сроки службы старых самолетов сверх проектных значений. Для таких стареющих самолетов приходится решать вопросы живучести конструкций с многоочаговыми усталостными повреждениями, исследовать вопрос о возможном снижении характеристик трещиностойкости и сопротивления усталости конструкции в процессе длительной эксплуатации самолетов.

Несмотря на значительные успехи в исследованиях проблемы живучести конструкции самолетов, катастрофы самолетов из-за усталостных трещин продолжали происходить. В 1977 году произошла катастрофа самолета Боинг 707 из-за усталостной трещины в поясе лонжерона горизонтального оперения. В 1979 году потерпел катастрофу самолет Макдонел-Дуглас из-за усталости узла крепления двигателя к пилону. В 1988 г. - катастрофа самолета Боинг 737 из-за многоочаговых трещин в продольных стыках обшивки герметического фюзеляжа. В 2002 году произошли катастрофы старых противопожарных самолетов Локхид С-130А и РВ4У-2 из-за усталостных трещин в крыле. Крыло самолета С-130А разрушилось из-за усталостной трещины в обшивке. Крыло самолета РВ4У-2 разрушилось из-за усталостной трещины в поясе лонжерона.

Все отмеченные ранее катастрофы самолетов свидетельствуют о том, что проблема обеспечения безопасной эксплуатации стареющих самолетов является одной из важных проблем авиации в современных условиях.

• За рубежом, в связи с актуальностью проблемы обеспечения эксплуатационной живучести конструкций летательных аппаратов, в США раз в два года Федеральная авиационная администрация (FAA), Национальная администрация по аэронавтике и космосу (NASA) и Министерство обороны США (DoD) проводят совместную конференцию по стареющим самолетам, на которых рассматриваются вопросы живучести и многоочаговых повреждений самолетных конструкций. Так же раз в два года проводится международная конференция по усталости ICAF, на которой большое внимание уделено вопросам обеспечения живучести самолетов и методам их решения.

Применительно к проектируемым самолетам на современном уровне ставится задачи снижения веса их конструкций на 15-20% . Для решения этой задачи необходимо совершенствовать методы расчета скоростей роста усталостных трещин, методы расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций, исследовать возможность обеспечивать безопасность конструкции с коррозионными повреждениями.

Цель работы

Проектный ресурс, начало и периодичность контроля конструкций самолета в эксплуатации определяются длительностью роста усталостных трещин в основных силовых элементах от начальных трещин, эквивалентных производственным дефектам, до допустимых размеров трещин при эксплуатационных спектрах переменных нагрузок. Во всех случаях длительность роста трещин должна определятся при нерегулярных спектрах переменных нагрузок с учетом взаимодействия нагрузок различной амплитуды. На сегодня предложено несколько моделей расчета роста трещин при переменных нагрузках. Однако универсальной модели расчета нет.

•Анализ современного состояния проблем живучести показал так же необходимость уточнения методов расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций. В общепринятых методах расчета остаточной прочности конструкций, представляющих собой обшивку, подкрепленную стрингерами (шпангоутами), не учитывается стабильное подрастание трещины в обшивке при нагружении конструкции статической нагрузкой. Пренебрежение в расчетах таким подрастанием трещин приводит к значительному снижению точности, и в ряде случаев к неопределенности в том, какой элемент является критическим по условиям остаточной прочности - обшивка или стрингер. Использование таких приближенных методов при анализе живучести самолетных конструкций приведет к значительным погрешностям.

Для обеспечения безопасной эксплуатации конструкций длительно эксплуатируемых самолетов важно определить остаточную прочность продольных стыков обшивки герметических фюзеляжей с многоочаговыми трещинами. Расчет разрушения продольных стыков внахлест представляет довольно сложную задачу из-за влияния изгибов при растяжении продольных стыков. Применение существующих критериев остаточной прочности конструктивных элементов с многоочаговыми трещинами сложно для расчетов натурных конструкций. Требуется установить более простые критерии остаточной прочности.

При обеспечении безопасной эксплуатации стареющих самолетов возникает вопрос о влиянии длительной эксплуатации самолета на усталостные свойства конструкционного материала, существует ли деградация этих свойств, обусловленная действием циклических нагрузок, коррозии и возможного "старения" материала.

•В связи с перечисленными выше основными проблемами, возникающими при обеспечении живучести самолетных конструкций^ были поставлены следующие задачи :

- провести расчетно-экспериментальное исследование скорости роста трещин в крыле самолета при нерегулярных спектрах нагружения

- провести анализ применимости одной из модели расчета длительности роста усталостных трещин при реальном спектре нагрузок

- разработать метода расчета остаточной прочности подкрепленной конструкции

- определить критерий остаточной прочности конструкции с многоочаговыми усталостными повреждениями

- исследовать влияние длительной эксплуатации на трещиностойкость материала .

Научная новизна

В результате проделанной работы автором были получены следующее:

- Проведен анализ существующих моделей расчета длительности роста трещин. Была исследована обобщенная модель Уилленборга расчета роста трещин при нерегулярном спектре нагружения широкофюзеляжного самолета. Дана оценка ее применимости.

- Определены характеристики роста усталостных трещин при регулярных и нерегулярных (квазислучайных) спектрах напряжений в плитах из современных авиационных алюминиевых сплавов 2324-Т39 (типа 1163Т7) и 7055-Т77 (типа В96цЗ), применяемых для обшивки нижней и верхней поверхности крыла самолета соответственно.

- Разработан новый метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых, который дает возможность значительно повысить точность расчета.

- Проведено сравнение результатов расчета по разработанному методу с экспериментальными данными по остаточной прочности клепаных и монолитных панелей фюзеляжа самолетов Ил-86, ДС-10 и крыла самолета Ан .

- На основе экспериментальных исследований определены численные значения критерия остаточной прочности продольных стыков внахлест обшивки фюзеляжа из алюминиевого сплава 2024-ТЗ (типа Д16АТВ) с многоочаговыми трещинами ,

- Проведено экспериментальное исследование по выявлению и количественной оценки эффектов деградации конструкционного материала длительно эксплуатируемого самолета. Путем применения отжига испытательных образцов доказана деградация характеристик циклической трещиностойкости обшивки крыла из алюминиевого сплава Д16АТВ.

Достоверность результатов ,

Подтверждается значительным объемом экспериментальных исследований в ЦАГИ; проверкой этих данных в авиационных фирмах Ильюшина, Туполева, Боинг, Эйрбас, которые выступали в роли заказчиков работ; обсуждениями на международных конференциях ЦАГИ, ICAF, 1С AS, NASA/FAA/DoD.

Практическая значимость

Использование разработанного автором метода расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций на основе R-кривых материала и уточненной модели роста трещин при нерегулярных нагрузках позволяет значительно повысить точность расчетов характеристик живучести конструкций проектируемых и эксплуатируемых летательных аппаратов.

Результаты исследований деградации трещиностойкости материалов обшивки крыла и фюзеляжа использовались на фирме Туполева и Ильюшина при уточнении регламентов контроля конструкций длительно эксплуатируемых самолетов.

На защиту выносятся:

- результаты исследования скорости роста усталостных трещин в плитах из улучшенных (новейших) алюминиевых сплавов верхней и нижней поверхности крыла при типизированном спектре нагружения крыла широкофюзеляжного пассажирского самолета.

- Метод расчета остаточной прочности подкрепленной конструкции с использованием R-кривой материала обшивки

- Экспериментальный критерий остаточной прочности стыка внахлест фюзеляжной обшивки с многоочаговыми трещинами . Результаты исследований деградации характеристик скорости роста трещин в материале обшивки крыла и фюзеляжа.

Личный вклад автора

Диссертационная работа выполнена на основании специальных целевых экспериментов, проведенных в ЦАГИ в научно-исследовательском отделении ресурса конструкций летательных аппаратов. В этих экспериментах автор принимал непосредственное участие. Автором проведены обработка и анализ экспериментальных данных, разработаны программы расчетов. Автором разработан новый метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых материала обшивки.

Реализация работы

Выполненная работа непосредственно связана с тематическими планами ЦАГИ и с выполнением контрактов ЦАГИ.

• Апробация работы

Материалы, представленные в диссертационной работе, докладывались и обсуждались на следующих научно-технических конференциях:

- научно-технические конференции МФТИ (Жуковский 1998, 1999, 2000, 2001) ■

- 53 Межвузовская студенческая научная конференция ВУЗов (Москва, РГУ нефти и газа им И.М. Губкина, 20 -22 апреля 1999) ■

- Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники» ( Жуковский - Москва , 23-26 мая 2000r)j

- Школа-семинар молодых ученых и специалистов «Актуальные проблемы аэрокосмической науки» (Жуковский, 26-28 апреля 2001

- бой Международный симпозиум «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки» (Жуковский, 14-19 августа 2001г) •

- 23ии Международный конгресс по аэронавтическим наукам ICAS 2002 (Торонто, Канада, 8-13 сентября 2002 г) •

- 6ая совместная конференция Федеральной авиационной администрации (FAA)/ Национальной администрации по аэронавтике и космосу (NASA)/ Министерства обороны США (DoD) по стареющим самолетам (Сан-Франциско, США, 16-19 сентября 2002)'

- 22ой симпозиум Международного Комитета по Усталости в Аэронавтике ICAF 2003 (Люцерна, Швейцария, 5-9 мая 2003)

Доклады автора диссертации были признаны лучшими :

- на Школе-семинаре молодых ученых и специалистов «Актуальные проблемы аэрокосмической науки», секция Прочность и аэроупругость летательных аппаратов (Жуковский, 26-28 апреля 2001)

- на бом Международном симпозиуме «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки», секция молодых ученых и специалистов в области авиационной науки и техники (Жуковский, 14-19 августа 2001)

- на 23ем Международном конгрессе по аэронавтическим наукам ICAS 2002 (Торонто, Канада, 8-13 сентября 2002), секция аспирантов .

Публикации

По материалам диссертации опубликовано \2. печатных работ. Список опубликованных работ приведен в конце диссертационной работы.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка используемой литературы. Объем диссертации1§2иСтраниц, в том числе 99 текста, .таблиц,59рисунков. Список используемой литературы содержит 73 наименовании.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1 Проведен анализ современного состояния отечественных и зарубежных исследований, методов и моделей расчета скорости роста трещин в конструкции самолетов и авиационных алюминиевых сплавов и остаточной прочности авиационных конструкций. Проведен анализ современного состояния отечественных и зарубежных исследований деградации характеристик трещиностойкости материалов после их длительной эксплуатации. Определены актуальные задачи исследований в этих направлениях

2 На основе анализа обобщенной модели Уилленборга разработана программа расчета скорости роста трещин при регулярных и нерегулярных нагрузках

3 Проведены эксперименты по определению скорости роста трещин при регулярных нагрузках в образцах плит из улучшенных алюминиевых сплавов 2324-Т39 (аналог отечественного 1163Т7) и 7055-Т77 (аналог В96цЗ), применяемых для обшивки нижней и верхней поверхностях крыла соответственно. По данным этих экспериментов определены характеристики материалов в виде констант в зависимостях скорости роста усталостной трещины от коэффициента интенсивности напряжений и асимметрии цикла напряжений (например, в формуле Уолкера)

4 Выполнены расчетно-экспериментальные исследования скорости роста трещин при нерегулярных (квазислучайных) спектрах напряжений в образцах из тех же плит, упомянутых ранее. Испытание образцов проведено при типизированном спектре нагружения крыла широкофюзеляжного самолета типа Боинг 767. Расчеты скорости роста усталостных трещин были выполнены по линейной модели и по обобщенной модели Уилленборга ;

- линейная модель дает консервативную оценку длительности роста трещин с коэффициентом порядка 1.5 для нижней поверхности крыла, где преимущественно растягивающие напряжения. Это свидетельствует о преобладании эффектов торможения в нижней поверхности крыла '

- линейная модель завышает расчет длительности роста трещин в верхней поверхности крыла, где преимущественно сжимающие напряжения, приблизительно в 4 раза. Это указывает на преобладание эффектов ускорения роста усталостной трещины в верхней поверхности крыла '

- обобщенная модель Уилленборга дает незначительную консервативную (примерно 10%) оценку длительности роста усталостной трещины в нижней обшивке крыла, и завышенную примерно на 25% для верхней обшивки крыла „

5 Разработан новый метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с трещиной в обшивке при помощи R-кривых материала обшивки. Для апробации метода расчета экспериментально была определена кривая сопротивления роста трещины при статическом нагружении (Кя-кривая) материала обшивки фюзеляжа из алюминиевого сплава 2024-ТЗ (аналог Д16АТВ). Испытания проведены в соответствии со стандартом ASTM Е561-94. Выполнено сравнение расчетных значений остаточной прочности по разработанному методу с опубликованными экспериментальными значениями остаточной прочности натурных монолитных и клепаных панелей крыла и фюзеляжа самолетов Ил-86, DC-10, Ан. Расхождение расчетных данных с экспериментальными составляет 1-5%.

6 Предложен критерий оценки остаточной прочности продольного стыка внахлест обшивки фюзеляжа с многоочаговыми усталостными трещинами. Критерий предложен на основе экспериментов по определению остаточной прочности образцов стыков внахлест обшивки из сплава 2024-ТЗД. По данным этих экспериментов определены численные значения остаточной прочности таких соединений с многоочаговыми повреждениями. Значения разрушающих напряжений в сечении нетто равны примерно 50% от значений предела текучести материала обшивки.

Проведены экспериментальные исследования деградации свойств трещиностойкости алюминиевых сплавов типа Д16АТ после длительной эксплуатации. Проведено сравнение длительностей и скоростей роста трещин в образцах, вырезанных из обшивки крыла и фюзеляжа длительно эксплуатировавшихся самолетов, и из листов тех же марок, взятых со склада. Часть образцов из старых и новых материалов подвергалась отжигу при 400°С, после чего определялись характеристики трещиностойкости. В результате проведенных исследований можно заключить следующее: влияния длительной эксплуатации на скорость роста трещин не обнаружено в обшивке фюзеляжа самолетов Ту-154Б, Ил -18 и Ан-12; в обшивке фюзеляжа самолета A310 и обшивке крыла самолета Ил-18 и Боинг 707 выявлено уменьшение длительности роста трещин в 2-6 раз после эксплуатации; наличие деградации характеристик скорости роста трещин в обшивке крыла подтверждено отжигом материала, который частично устраняет эффекты деградации; отжиг не оказал существенного влияния на скорость роста трещин в обшивке фюзеляжа самолета Ту-154Б и в образцах из "новых", т.е. со склада, материалов обшивки фюзеляжа и крыла; отжиг образцов из обшивки крыла самолета Ил-18 и Ту-134А привел к увеличению в 2.5 раза значений длительности роста трещин, которые стали близки к исходным значениям длительности роста трещин образцов из материала со склада (при заданных режимах нагружения) <

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

1 Нестеренко Б.Г, "Методы расчета скоростей роста усталостных трещин". Тезисы докладов XLI научной конференции МФТИ, Часть 2, Москва-Долгопрудный 1998, с 151

2 Нестеренко Г.И., Коновалов В.В., Нестеренко Б.Г. Отчет "О результатах испытаний образцов из обшивки листов Д16АТ из материала в состоянии поставки и после длительной эксплуатации", DASA - Даймлер Бенц Аэроспейс Айрбас, АНТ К им. А.Н. Туполева, ЦАГИ, 1998 ,

3 Нестеренко Б.Г "Трещиностойкость и деградация конструкционных материалов", тезисы докладов, 53 Межвузовская конференция РГУ нефти и газа имени Губкина, 20 апреля 1999, с 28 .

4 Нестеренко Б.Г "Расчетно-экспериментальные исследования роста усталостных трещин", Тезисы докладов. XLII научная конференция МФТИ, Москва-Долгопрудный 1999, с 54

5 Нестеренко Г.И.? Козлов А.Г., Нестеренко Б.Г., Балашов В.В., Де Ч. Отчет "Experimental Study of Fatigue Crack Growth", Boeing/TsAGI Project, 1999 ,

6 Нестеренко Б.Г, "Исследование роста трещин при регулярных и нерегулярных нагрузках " , тезисы докладов Международной научно-технической конференции молодых ученых и специалистов «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», Жуковский-Москва^б мая 2000/с 211 —212

7 Нестеренко Б.Г. Методика получения R-кривых для конструкционных материалов. Тезисы докладов школы-семинара молодых ученых и специалистов «Актуальные проблемы аэрокосмической науки», 26-28 апреля 2001 г;с57 ,

8 Нестеренко Б.Г. Расчет остаточной прочности подкрепленных конструкций с использованием R-кривых материала обшивки. Труды 6 го Международного научно технического симпозиума «Авиационные технологии XXI века : новые рубежи авиационной науки» , Жуковский, 14-19 августа 2001 г Издательство ЦАГИ с 386^

9 Нестеренко Б.Г. Остаточная прочность продольных стыков обшивки герметических фюзеляжей с многоочаговыми трещинами. Тезисы докладов XLIV Научно-технической конференции МФТИ «Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук» Часть VI,Москва-Долгопрудный^ 23-30 Ноября 200с 9 ,

10 Nesterenko B.G. Analytically-experimental Study of Damage Tolerance of Aircraft Structures. Proceedings of the 23rd International Congress of Aeronautical Sciences ICAS2002, Toronto-Canada?8-13 September 2002,

11 Nesterenko B.G. Nesterenko.GI. Residual strength analysis of the stiffened structures with WFD, MSD and single crack. Proceedings of the 6th Joint FAA/DoD/NASA conference on Aging Aircraft, San Francisco CA, September 16-19, 2002 .

12 Нестеренко Б.Г. Метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций при помощи R-кривых. Труды ЦАГИ, Выпуск 2.6.58,2002, стр 221-228 ,

13 Нестеренко Б.Г. Метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций при помощи R-кривых. Научно-технический отчет ЦАГИ, 2001, Жуковский 2002fc. 341-342 .

14 Nesterenko B.G. Analysis of stiffened structure residual strength using R-curves of the skin material. Thesis jf the International conference on aeronautical fatigue ICAF 2003. Luerne, Switzerland 5-9 May 2003 p58, полный доклад в печати)

1.И. Прочность конструктивного элемента при повторной статической нагрузке. Техника воздушного флота, 1947, №5, с.1-10 .

2. Full-scale fatigue testing of aircraft structures. Proceedings of the symposium in Amsterdam, 5-1 lm June 1959 ,

3. Fracture toughness testing and its applications. Symposium at the 67annual meeting American society for testing and materials, Chicago, 21-26 June 1964 .

4. Нестеренко Г.И., Кожевникова Г. Л. Надежность и живучесть самолетных конструкций (по материалам иностранной печати). Обзор ЦАГИ, №465, 1975,

5. Сакач Р.В., Мартынов Ю.А. Эксплуатационная живучесть и надежность конструкций гражданских самолетов. Труды ГосНИИГА, Выпуск 81, 1972.

6. Партон В.З., Морозов Е.М. Механика упруго-пластического разрушения. «Наука», М. 1974 .

7. Иванова B.C. Разрушение металлов. «Металлургия». М., 1979

8. Махутов Н.А. Деформационные критерии разрушения и расчет элементов конструкций на прочность. «Машиностроение», М, 1981 .

9. Кишкина С.И. Сопротивление разрушению алюминиевых сплавов «Металлургия»., М., 1981

10. Broek David. Elementary engineering fracture mechanics. Delft University of technology, the Netherlands, 1974.

11. Schijve Jaap. Fatigue of structures and materials. Delft University of technology, the Netherlands, 2001.

12. Прочность самолетных конструкций. Под редакцией академика АН СССР Г.П. Свищева и к.т.н. А.Ф. Селихова. «Машиностроение», М. 1982,

13. Селихов В.Ф., Чижов В.М., Вероятностные методы в расчетах прочности самолета. «Машиностроение» , М.,1987.

14. Chang J.B. 5tolpestad J.H. Improved methods for predicting spectrum loading effects. AFFDL-TR-79-3036, Vol. 1, 1978.

15. Howard A. Wood "A summary of crack growth prediction techniques" AGARD lecture series N 62 on fatigue life prediction for aircraft structuresand materials 1975 pp 8-1 8-31 ii ■

16. Chung J.В., Hudson C.M. methods and models for predicting fatigue crack growth under random loading. ASTM STP. 748, 1981 •

17. Van der Linden H.H. A check of crack propagation prediction model against test results generated under transport aircraft flight simulation loading. National Aerospace Lab. NLR, TR 84005, Amsterdam 1984. Garteur/tr 008 •

18. Padmadinata U.H. Investigation of crack-closure prediction models for fatigue in aluminum sheet under flight simulation loading. Doctor thesis, Delft University of technology^ 990 •

19. Климович B.B. , Козлов А.Г., Балашов B.H., Апробация модели прогнозирования развития трещины, предложенной ONERA, при нестандартном нагружении, характерном для транспортных и маневренных самолетов. Отчет ЦАГИ, НИО-18, 683, 1985.

20. Климович В.В. Исследование длительности роста трещин в элементах конструкции пассажирских самолетов при нерегулярных спектрах нагрузок. Отчет ЦАГИ, НИО-18, 993, 1988 .

21. Козлов А.Г. Расчетно-экспериментальное исследование модели роста усталостных трещин ONERA при нерегулярных нагрузках, характерных для крыла гражданского самолета. Отчет ЦАГИ, НИО-18, 1221, 2002.

22. Gray I.G. Fatigue crack propagation test program for the A320 Wing/. New materials and fatigue resistant aircraft design. 14th ICAF symposium 1987,

23. Sippel K.O. Weisgerber D. Crack propagation in flight-by-flight tests on different materials. Aircraft division, Munchen. Germany .

24. Abelkis P.R. Effect of transport /bomber load spectrum on crack growth. AFFDL-TR- 78-134, 1978,

25. Sayer R.B. Nonlinear effect of spectrum on fatigue crack growth in transport wings. AIAA paper, N 74 -984, 1984.

26. Airliner. Boeing structural design and technology improvements. April 1996

27. Fowler R.F. and Watanabe R.T. Development of jet transport airframe test spectra/Boeing commercial airplanes. Seattle, Washington, USA, Mayi 1989 •

28. Басов B.H., Нестеренко Г.И. Стрижиус В.Е. Типизированная программа нагружения крыла тяжелого транспортного самолета. Труды ЦАГИ Выпуск 2642, 2001.

29. Swift Т. Development of the fail-safe design features of the DC 10 damage tolerance in aircraft structures, ASTM STP 486, 1971.

30. Swift T. Application of fracture mechanics in the development of the DC 10 fuselage, AGARD -AG-176; 1974.

31. Swift T. The influence of slow growth and net section yielding on the residual strength of stiffened structure. ICAF 13th Symposium, Pisa, 1985

32. Swift T. damage tolerance capability, Journal Fatigue, 1994 Vol. 16 November, P 75-94.

33. Swift T. Fracture mechanics. Notes on fracture mechanics lectures. Presented at USAF Aircraft Structural Integrity Program conference, San-Antonio, Taxes. 1998.

34. Нестеренко Г.И., Селихов В.Ф. применение принципов эксплуатационной живучести при создании широкофюзеляжных самолет. Книга «Прочность самолетных конструкций», Машиностроением., 1892^с 151-189.

35. Нестеренко Г.И. «Машиностроение. Энциклопедия. Основы ресурсного проектирования машин» Том IV-3. Машиностроение М, 1998.

36. Howard A. Wood and Robert М. Engle Jr. USAF damage tolerant design handbook: guidelines for the analysis and design of damage tolerant aircraft AFFDL-TR-79-3036,Vol. 1, 1978>

37. Kulak ML, Bucci R. J. Brockenbrough J.R. (Alcoa), Newman J.C. (NASA) Fatigue crack growth and residual strength analysis of the integral stiffened panel tests designed to simulate a lower wing two-bay crack scenario. ICAF 99 j

38. Нешпор Г.С., Кудрявцева Г.Д., Армягов A.A. Методы получения R-кривых и их применение для оценки материалов. Журнал «Заводская лаборатория » 1985 №1,с 64 -73 .

39. Нешпор Г.С. Кудрявцева Г.Д., Яблонский И.С., Пуль А.Н. Прогнозирование вязкости разрушения широких образцов с помощью R-кривых. Журнал «Заводская лаборатория » 1990 № 4 с. 88 -91.

40. Damage tolerant design handbook. A compilation of fracture and crack growth data for high strength alloys. Vol. 3 WL-TR -94 -4054. 1994.

41. Металлы. Метод определения кривой сопротивления распространению трещины при статическом нагружении обшивочных материалов при плоском напряженном состоянии. Отраслевой стандарт ОСТ 1 92122-88

42. Standard practice for R-curve determination. ASTM E561 -94.

43. Fedderson C.E. Evaluation and prediction of the residual strength of center cracked tension panel? Damage Tolerance in Aircraft Structures, ASTM STP 486, Am. Soc. Testing Mats ,1 971,pp. 50-78 ■

44. Swift T. Damage tolerance analysis of redundant structures. AGARD lecture series N97 Fracture mechanics design methodology session II, pp 5-35 1978.

45. Nesterenko G.I. Damage tolerance of integral stiffened and riveted stiffened structures. ICAF 99 Structural integrity for the next millennium . Vol. II, pp 873 -894 Bellevue, Washington USA, 1999.

46. Семенец А.И. Разрушение пластин и остаточная прочность монолитно оребрённых панелей из алюминиевых сплавов. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Академия наук УССР Институт проблем прочности^Киев 1991,

47. Вовнянко А.Г. Семенец А.И. Остаточная прочность сборно-монолитных конструкций из прессованных панелей сплавоа Д16чТ иего модификаций. Журнал Физико-химическая механика материалов. 1983 № 2 Львов, Украина, с 88 +92 •

48. Нестеренко Г.И. Остаточная прочность подкрепленных конструкций с обширными и многоочаговыми усталостными повреждениями. Труды ЦАГИ Выпуск 2658 , 2002?с 112 4-117.

49. Schmidt H.J. Damage tolerance philosophy methods and experiments applied to modern large transport aircraft structures for compliance with applicable FAA/JAA regulations PhD Thesis. ИМАШ PAH Москва 2003 .

50. Рефераты, аннотации. По материалам зарубежной печати. Сборник № 9 189 ОКБ им. С.В. Ильюшина .

51. Goranson Ulf G. Damage tolerance. Facts and fiction. 14th Plantema memorial lecture. Presented at the 17th symposium of the International committee on aeronautical fatigue (ICAF), Stockholm, Sweden, June 1993

52. Seshardi B.R. Newman J.C. Dawicke D.S. and Young R.D. "Fracture analysis of the FAA7NASA wide stiffened panels" The second Joint NASA/FAA/DoD conference on aging aircraft, C.E Harris ed. NASA CP -208982 1999. pp 513-524 .

53. MOC 25.571 (Методы обеспечения соответствия ) АП25.571 1996,

54. АС25.571 -1С . Damage tolerance and fatigue evaluation of structure. Department of Transportation Federal Aviation Administration;1998 .

55. Nesterenko G.I. Fatigue and damage tolerance of aging aircraft structures. Proceedings of the FAA-NASA symposium on the continued airworthness of aircraft structures. Volume 1, PP. 279 -300 Atlanta, Georgia, USA 1996.

56. Nesterenko G.I. Ensuring damage tolerance of advanced and aging aircraft. CD Proceedings of the 21st International Congress of Aeronautical Sciences 1С AS 1998, Melbourne , Australia 13-18 September^ 998 .

57. Бамбенков А.А., Баранова E.A., Бартеньева Г.Ф. Кочнева Е.Ю., Нестеренко Г.И., Олькин Б.И., Петрусенко В.Г. Исследование характеристик живучести натурных панелей фюзеляжа и крупногабаритных образцов обшивки крыла и фюзеляжа. Отчет ЦАГИ № 413, 1981.

58. Нестеренко Г.И. Петрусенко В.Г. Бартеьева Г.Ф. Чугуева Е.Ю. Балашов В.В. Исследование влияния длительностей эксплуатации на характеристики живучести прессованной обшивки крыла. Отчет ЦАГИ № 451, 198 \

59. Нестеренко Г.И. Расчет характеристик эксплуатационной живучести самолетных конструкций на основе механики разрушения. Журнал «Физико-химическая механика материалов» №1 1983, с. 12-20, Львов. УССР.

60. Арепьев А.Н. Громов М.С. Шапкин B.C. Вопросы эксплуатационной живучести авиаконструкцийю. Москва, «Воздушный транспорт», 2002 .

61. Scheming J.N. Grandt A.F. Mechanical properties of aircraft materials subjected to long periods of service usage. Transactions of the ASME. VI19 October 1997, pp 380-38669 Results from the Dresden fuselage shell program. Long term stability of 2024.

62. Daimler Chrysler Aerospace Airbus. Presented at Tupolev, Moscow Marchf1997.

63. Протокол технических переговоров специалистов «АО Туполев» (Шунаев В.П. Каширин В.В.), ЦАГИ (Нестеренко Г.И.), DASA (Шнайдер К. Шмидт Г.-Ю.) по вопросам изменения свойств сплава Д16 в процессе длительной эксплуатации самолета .

64. Де Ч., Нестеренко Б.Г. Расчетно-экспериментальное исследование длительности роста трещин в образцах, вырезанных из обшивки крыла длительно эксплуатируемых самолетов Ил 18, Ан-12, Боинг 707, Ту 134А Отчет ЦАГИ НИО-18, № 1218 ,2002.

65. Захаров В.В., Ростова Т.Д. Заключение 4131/20 Исследование образцов листов сплава Д16. ОАО «Вилс»/2003,

66. У , Г f dy t>^ox Г/ dx -.-.-Л.•<- -X X2а

67. Рисунок 1.1 Напряжения в вершине трещины1. Регулярное нагружение1. Нерегулярное нагружениеNda/dN мм/цикл. (скорость роста трещины)1Е-002 q1Е-003 1Е-0041Е-005г 61. Н-1-1-г7 8 910