автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Совершенствование методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов

На правах рукописи

Куликов Евгений Николаевич

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ И СРЕДСТВ НАТУРНЫХ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОНСТРУКЦИЙ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЁТОВ

05.07.03 - Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

г I МАЙ 2014

005548727

Новосибирск - 2014

005548727

Работа выполнена в ФГУП «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С. А. Чаплыгина», г. Новосибирск.

Научный руководитель:

- доктор технических наук, профессор Серьезное Алексей Николаевич, научный руководитель ФГУП « Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С. А. Чаплыгина ».

Официальные оппоненты:

- Костин Владимир Алексеевич, доктор технических наук, профессор, федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ», заведующий кафедрой «Строительная механика летательных аппаратов»;

- Щербань Константин Степанович, доктор технических наук, ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского», заместитель начальника НИО-18.

Ведущая организация - ЗАО «Гражданские самолёты Сухого», г. Москва.

Защита состоится 20 июня 2014 г. в 10-00 на заседании диссертационного совета Д 212.215.04, созданного на базе федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)» (СГАУ), по адресу: 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке СГАУ.

Автореферат разослан 25 апреля 2014 г.

Ученый секретарь диссертационного совета кандидат технических наук, доцент

А. Г. Прохоров

Общая характеристика работы

Актуальность работы. Достижение высокого уровня безопасности полётов гражданских самолётов невозможно без проведения сертификационных ресурсных испытаний натурных конструкций.

Исследование вопросов проведения и научного обоснования условий ресурсных испытаний, подходов к обоснованию моделирования спектров нагружсния конструкции связано с трудами Российских ученых: С. И. Галкина. А. Ф. Селихова. К. С. Щербаня. В. Е. Стрижиуса, Э. И. Ожеховского, А. И. Блинова. В. В. Сулемепкова. В. П. Шунаева; зарубежных ученых: Jacoby G. Н., Gassner Е., Naumann Е. С., Newman Jr. J. С., Schijve J. и других. Работы И. А. Одинга. В. Л. Райхера. В. Г. Лейбова посвящены вопросам определения эквивалентности нагружения. формирования программ испытаний, усталостной прочности металлов. Методам ресурсных испытаний посвящены работы Н. М. Пестова, М. И. Рябииова, А. Н. Серьезнова. В. И. Сабельникова. А. С. Синицина.

Несмотря на достигнутые успехи, сертификационные испытания натурной конструкции являются трудоёмкой задачей и требуют постоянной оптимизации и совершенствования методов и средств исследований в связи с появлением всё новых возможностей современной техники и изменением требований к ресурсным характеристикам самолётов.

Современные коммерческие самолёты имеют заявленный ресурс, достигающий 100 тысяч полетов, что в 2-3 раза больше, чем у самолётов предыдущего поколения. В соответствии с принципами безопасного повреждения для его подтверждения необходимо выполнить при сертификационных испытаниях не менее 200 тысяч лабораторных полетов. В последнее время стало возможным реализовывать спектры нагружения. максимально приближенные к реальной эксплуатации, и появились так называемые квазислучайные программы испытаний с большим количеством циклов в одном полётном блоке.

Поэтому огромное значение приобретает сокращение времени проведения всего комплекса работ по исследованию ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, что. в свою очередь, напрямую определяется степенью реализации новых современных методических и аппаратных наработок.

Конструкцию самолёта и испытательных стендов изначально невозможно сделать безупречными и в период испытаний возникают местные разрушения. Требуется оперативное вмешательство, анализ, доработка, иногда с остановками в течение очень длительного времени. Для сокращения времени простоев требуется совершенствование методов и средств, используемых при разработке испытательных стендов и методов анализа и принятия решений по доработкам конструкции самолётов.

Цель работы - совершенствование методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов; проведение исследований по созданию стенда натурных ресурсных испытаний планера пассажирского регионального самолёта нового поколения, отвечающего современным требованиям и уровню развития техники.

Научная новизна работы заключается в разработке стенда сертификационных ресурсных испытаний гражданского регионального самолёта нового поколения, включая:

- новую систему приложения нагрузки с уменьшенной погрешностью;

- гидроприводы двустороннего действия, реализующие новую концепцию «заморозки», независимого ограничения нагрузки и учёта погрешностей;

- усовершенствованную систему управления нагружением;

- новую систему анализа нагруженности, оценки погрешностей и эквивалентности реализованных параметров нагружения по отношению к программе испытаний.

Выносятся на защиту:

- расчетно-экспериментальные исследования образцов, панелей, элементов конструкции в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний конструкции планера самолета;

- концепция создания стенда натурных ресурсных испытаний планера регионального самолёта нового поколения;

- исследования по обоснованию создания системы нагружения крыла и агрегатов самолёта при испытаниях с жесткими рычажными системами с использованием новых силонагружателей, независимым от автоматической системы управления (АСУ) клапаном ограничения нагрузки;

- методика построения и алгоритмы, реализованные в системе расчета погрешностей нагружения. оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта;

- исследования по созданию базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта.

Обоснованность и достоверность решения поставленных задач подтверждаются:

- проверкой разработанных методик в опытном стенде;

- результатами апробации полученных методов и разработанных средств испытаний на работающем стенде ресурсных испытаний регионального самолёта.

Практическая ценность работы состоит в том. что полученные в ней результаты позволяют:

- наиболее полно реализовать современные аппаратные возможности и методические наработки при проведении натурных испытаний авиационных объектов;

- использовать наработки для дальнейшего совершенствования систем испытательных стендов, как существующих, так и перспективных;

- более корректно и правильно оценивать эквивалентность нагружения при натурных ресурсных испытаниях;

- внедрить в практику экспериментальных и расчетных исследований методики виртуального моделирования.

В результате проведенных исследований:

- более чем в 2 раза уменьшилось время создания стенда натурных испытаний:

- в 1.5...2 раза возросла скорость отработки программы испытаний;

- уменьшилась погрешность воспроизведения условий испытаний;

- увеличилась надежность и безопасность проведения натурных испытаний;

- получен инструмент оперативного анализа воспроизведенных условий испытаний по отношению к программным с учетом отклонений.

Это позволило впервые в практике предприятия в полном объёме аттестовать испытательные стенды по заданным параметрам погрешности нагружения, а также привело к снижению расходов при сертификации летательных аппаратов.

Результаты работы представлены в виде описаний, схем. формул, рисунков, таблиц, удобных для практического использования.

Реализация н внедрение результатов работы. Результаты настоящей диссертационной работы использованы ФГУП «СибНИА имени С. А. Чаплыгина», ЗАО «Гражданские самолёты Сухого». ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского. ОАО «ОКБ Сухого». АНТК Туполева. ОАО «НАЗ «Сокол» при решении целого ряда различных задач, связанных с разработкой стендов прочностных испытаний и расчетной оценкой усталостной прочности и живучести конструкций самолётов RRJ. Су-27. Су-ЗОМКИ. Су-80ГП. М-101Т. Ту-204 и др.

Апробация работы. Основные положения и результаты работы докладывались на юбилейной всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, СибНИА, Новосибирск. 2004 г.; VIII российско-китайской конференции. Сиань. 2006 г.: Всероссийской научно-

технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, Новосибирск: СибНИА. 2008 г.: Всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций, Новосибирск. 2009 г.; XI российско-китайской конференции по фундаментальным проблемам аэродинамики, динамики полета, надежности и акустике, г. Жуковский. 2011 г. и др.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 15 печатных работ. 7 из которых в изданиях, рекомендованных ВАК РФ. получено 3 патента: основные положения доложены на 12 конференциях и семинарах, из которых 2 международных.

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка использованных источников. Диссертация содержит 191 страницу, включая 30 таблиц, 128 рисунков и 1 приложение на 14 страницах, список использованных источников включает 101 наименование.

Содержание работы

Во введении обсуждается актуальность рассматриваемых проблем, приведен перечень поставленных целей и задач, приведено краткое содержание глав диссертации.

1 В первой главе на основании проведенного обзора отмечается следующее.

1.1 Основными целями выполнения ресурсных испытаний являются:

- при испытании конструкций крупногабаритных образцов и агрегатов на изолированных стендах - минимизация технологических, экономических и проектных рисков:

- расчетно-экспериментальное подтверждение проектного ресурса конструкции и характеристик эксплуатационной живучести;

- выявление зон конструкции, критических по условиям усталости:

- отработка регламента обслуживания и дефектоскопического контроля конструкции в эксплуатации.

1.2 Создание стендов ресурсных испытаний и производство самих испытаний осуществляется в короткие сроки, примерно 6 и 20 месяцев соответственно, при средней продолжительности отработки одного лабораторного полёта 3...6 минут. Реализация таких высоких показателей также невозможна без применения высокоточных скоростных сервоприводов, систем управления и контроля с усовершенствованными законами управления. Приходится принимать значительные допущения и отклонения, связанные с уравновешиванием самолёта. Поэтому, наряду с уменьшением погрешности воспроизведения нагрузок лабораторного спектра, наблюдается ухудшение условий испытаний, вследствие усложнения нагружения и неоднозначностью в интерпретации результатов. Ресурсные испытания становятся уже невозможными с использованием существующих методов и средств. Возникает острая необходимость их усовершенствования, проведения оценки качества всех расчётно-эксперимеитальных процессов отработки ресурсных характеристик планера самолёта и учёта погрешностей воспроизведения нагрузок при испытаниях.

2 Вторая глава содержит результаты расчётно-экспериментальных исследований образцов, панелей, элементов конструкции в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний конструкции планера самолёта.

2.1 Для отработки ресурсных характеристик конструкции самолёта на этапе, предшествующем непосредственно созданию стенда ресурсных испытаний планера, проведены расчётно-экспериментальные исследования усталостной прочности и живучести конструктивных образцов всех особо ответственных элементов (ООЭ) фюзеляжа, панелей и стыков крыла регионального самолёта.

2.1.1 Выявлено, что усталостную прочность образцов панелей фюзеляжа определяют стрингеры. Очаг усталостного разрушения локализуется в полке по радиусу Л = 10 мм в зоне её стыковки со шпангоутом (рисунок 2.1, слева).

Рисунок 2.1 - Усталостные повреждения образцов на момент прекращения испытаний

В образцах с гладкой обшивкой кроме стрингера критичной оказалась также и обшивка по отверстию под заклепку крепления стрингера в зоне стыка его со шпангоутом (рисунок 2.1, в середине и справа). Недостатки устранили: увеличили радиус в полке стрингера и изменили положение заклёпки. После этого подтвердили качество доработок новыми испытаниями.

2.1.2 Расчётно-экспериментальным исследованиям подвергались образцы, имитирующие конструктивно-технологические варианты продольного стыка обшивки фюзеляжа (рисунок 2.2).

.... .....,,......... ........у..,.,^.. - ■тштшл

Ш

Рисунок 2.2 - Типовая трещина в образце при испытаниях

В результате сделаны выводы, что выносливость образцов продольного стыка обшивки фюзеляжа определяет наружная обшивка по первому ряду зенкованных отверстий под заклепки. Вариант с лучшими усталостными характеристиками рекомендован для производства.

2.1.3 Проведены исследования конструктивно подобных образцов панелей фюзеляжей семейства региональных самолётов.

Испытания образца с продольным стыком обшивок проведены до наработки 145 533 программных циклов. Затем проведено испытание этого образца на остаточную прочность с обнаруженными ранее разрушениями и искусственным надрезом длиной 970 мм вдоль стрингера между шпангоутами 5-7 панели. Общий вид разрушения панели после испытания приведён на рисунке 2.3 (слева). Расчетная модель панели фюзеляжа приведена на рисунке 2.3 (справа).

Был выявлен ряд критических несоответствий технологического и конструктивного характера, которые были устранены, и варианты доработок проверены экспериментально.

Рисунок 2.3 - Разрушение панели при испытаниях на остаточную прочность (слева). Конечно-элементная модель (КЭМ) образца (справа)

2.1.4 Исследовались концентраторы напряжений на панелях крыла (рисунок 2.4). Нижняя поверхность кессона центроплана состоит из трех панелей. В средней панели есть два больших технологических выреза и два прерванных стрингера. Разрушались образцы по галтели в месте перехода толщины обшивки. При нанесении результатов испытаний на кривую усталости стандартного образца с отверстием для плиты, из которой изготовлена обшивка, определен эффективный коэффициент концентрации напряжений — К0ф = 3,1в . Для высокоресурсной конструкции необходимо было

обеспечить К^ф = 3...3.3 . По результатам расчетов рекомендовано увеличить толщину

обшивки в месте концентрации напряжений. В гаком варианте удалось достичь /С,0 = 3,3 . По данным тензометрии на краях выреза под агрегаты топливной аппаратуры

теоретический коэффициент концентрации напряжений - Кт = 2,0 .

Рисунок 2.4 - Исследование панели крыла и КЭМ поперечных стыков

По результатам расчетов на кромке выреза Кт = 2,8. На кромке критического отверстия в обшивке Кт = 6,0. Высокий уровень концентрации объясняется изгибом обшивки вследствие эксцентриситета, высокой нагрузкой на крепёжные отверстия и недостаточной компенсацией вырезов. На кромках вырезов можно ожидать К.,ф = 4,5.

Расчётные выводы о низком качестве панелей крыла с люками под топливную аппаратуру были проверены экспериментально. Для этого отремонтировали образец панели и продолжили испытания. Были получены усталостные трещины от кромок вырезов. По данным эксперимента К^, оказался равным 4.67. Если бы не проведенные расчётные

исследования, этот концентратор не был бы выявлен. Предложен вариант усиления панели в серии. По крепежным отверстиям дополнительно предложено ввести лорнирование.

Исследовались образцы стыка нижних панелей крыла и центроплана (рисунок 2.4, справа). Усталостную прочность образцов определял пояс бортовой нервюры. В испытаниях крупногабаритных образцов усталостные повреждения поясов имели многоочаговый характер. Результаты расчетов показали, что наилучшее качество стыка наблюдается по передним панелям Кт = 2,1. Для средней и задней панелей стык испытывает изгиб. Для них - Кт =3,8...4,1. Это согласуется с экспериментальной оценкой. Предложены варианты изменения стыков с уменьшенным эксцентриситетом передачи нагрузки и изгибом стыков из плоскости.

Проведённые предварительные расчётно-экспериментальные исследования усталостной прочности и живучести ООЭ позволили сдвинуть доработки конструкции на более ранние сроки, что в конечном итоге значительно сократило непосредственно время проведения ресурсных испытаний планера самолёта.

2.2 В рамках настоящей работы предложена концепция базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта. В базе данных заложен алгоритм интерпретации информации, использующий трехцветную раскраску электронных моделей по принципу «светофора», позволяющий оперативно принимать решения о степени отработки ресурсных характеристик элементов конструкции самолета.

2.3 Проведён расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью уточнения их эквивалентности.

2.4 В соответствии с разработанной стратегией на специально созданном опытном стенде отработаны методические вопросы и элементы систем нагружения, управления, измерений и интерпретации результатов получаемых при сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта:

- апробирование техпроцесса приклеивания загрузочных устройств к нижней панели крыла:

- определение работоспособности разработанной рычажной системы, в том числе и при переходе нагрузки «через ноль»:

- проверка вариантов установки сервоприводов в стенде:

- исследование каналов нагружения и их взаимовлияния:

- проверка всех систем стенда при моделировании различных аварийных ситуаций:

- отработка новых алгоритмов управления;

- отработка функционирования и взаимодействия систем:

- исследование вариантов рычажных систем и сервоприводов.

3 В третьей главе дано описание исследований по созданию стенда ресурсных испытаний регионального самолёта, проведенных в рамках диссертационной работы.

3.1 Концепция создания стенда сертификационных ресурсных испытаний регионального самолёта включала исследования по научному обоснованию разработки:

- новой жёсткой механической системы передачи нагрузки на крыло и агрегаты;

- сервогидравлического канала нагружения нового поколения;

- системы контроля погрешности воспроизведения нагрузок и анализа повреждаемости конструкции в процессе испытаний;

- опытного стенда для отработки методов и средств стенда ресурсных испытаний.

3.2 Исследована погрешность нагружения, вызванная влиянием трения в шарнирах, которая составляет 0.27% от реализуемого максимального изгибающего момента по крылу (М,м,). По проведённым оценкам в действительности наблюдается ещё меньшая погрешность при работающем непрерывно стенде (< 0,08% М„ах) (старые рычажные системы имеют погрешность 3...5% М„ах).

3.3 Исследовано влияние отклонения линий действия сил от нормали к поверхности крыла на погрешность нагружения, которое составило 0,07%.

3.4 Кроме того, в диссертационной работе проводилась оценка влияния:

- перемещений точки приложения горизонтальных сил по крылу и шасси;

- несинхронности нагружения объекта испытаний несколькими силами;

- веса частей конструкции (?й

3.5 Исследования по разработке нового сервогндравлического канала нагружения двустороннего действия позволили получить:

- параметры управления и погрешности каждой гидравлической оси. что позволяет настраивать АСУ на каждый канал и добиваться более точного воспроизведения нагрузок и высокой скорости реагирования на управляющий сигнал - порядка 4 мс:

- на порядок меньшую погрешность воспроизведения нагрузок и моментов по сравнению с имеющимися в лаборатории силонагружателями;

- независимую от АСУ защиту по перегрузке по обеим полостям силонагружателя.

Предложена новая схема сервопривода (рисунок 3.1, слева).

Рисунок 3.1 - Сервопривод и стенд для испытаний

На специально созданном стенде (рисунок 3.1. справа) прошли испытания и настройку все сервоприводы.

Проведены исследования по разработке специального клапана ограничения нагрузки (КОН).

Общий вид КОН и осциллограмма его работы представлена на рисунке 3.2. Видно, что при электронном управлении по синусоиде КОН отсекает нагрузку как выше, так и ниже установленных пределов независимо от системы управления.

Рисунок 3.2 - Общий вид КОН. Осциллограмма работы КОН

На основании проведённых исследований определена структура и создан стенд сертификационных ресурсных испытаний регионального самолёта нового поколения, описание которого приведено в главе 3 диссертации (иллюстрация на рисунке 3.3).

Рисунок 3.3 - Стенд ресурсных испытаний в зале статических испытаний СибИИА

4 Четвертая глава содержит исследования по разработке системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта и результаты апробации разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний.

Анализ погрешности выполнения программы прочностных испытаний проводился на основании показаний АСУ и независимой системы контроля сил (СКС).

При этом канал нагружения с номером на к-м экстремуме циклограммы испытаний характеризуется следующими параметрами:

- силой Р,-;

- числом сечений ш, на которые распределена его рычажная система:

- числом точек нагружения конструкции в сечении у г'-го канала:

- координатами точки приложения нагрузки на конструкцию х-ф Уф 2ук;

- весовым коэффициентом Сф определяющим, какая часть нагрузки канала приходится наточку приложения нагрузки с координатами^. Уф 2,у4;

- моментом трения в шарнирах канала М,к\

- погрешностью П^ , определяемой отклонением углов установки канала на к-м экстремуме циклограммы;

Силовые факторы от программных сил вычисляются в некотором сечении «в» относительно некоторой характерной оси (ось жесткости, ось фюзеляжа и т.п.). Обозначим координаты пересечения этого сечения с осью через Х5, Тогда можем

записать следующие выражения для сил и моментов:

2, ) = 1м Р, ■ С08Х,. ст - П,хфк,

Оу (*) = Ем Р, ■ соХЙ^даеж сик - П>УЧ* -&(•*)=1м Рг^я^Ец^к -

Хм Р, ■ 1ут - У,)со5г,-{гик -2,)со8У(]- Мшк,

Му (*) = сук Ьиь - ^ )со"/ - (*№ - Х* )«« г, ]- м,у1к,

мгй=1м Р, ■ [{хук - - Г,)со5х,.]-М;гЛ.

Выражение ук е IV означает, что суммирование осуществляется по точкам приложения нагрузки, принадлежащим области IV. оказывающей влияние на сечение <«».

В подсистеме расчёта уравновешенности конструкции силы каналов нагружения рычажной системы разделены на две группы: программные силы и силы

уравновешивания. Вектор программных сил обозначим как Р. а вектор уравновешивающих (реактивных) сил - R. Р, (RJ - нагрузка на i-том канале нагружения.

Каждый компонент характеризуется координатами точки приложения (x,y,z) и направляющими косинусами cosx(k), cosy (к), cosz(k). Далее индекс к, означающий А-й экстремум циклограммы, опускается и рассматривается уравновешивание для одного экстремума. Из условия равновесия записывается система уравнений

Xf=1tfrcosv,. = 0,,;

z!il Rhi ■ cos- r, • cos V/) = Mx\

Hf=]Riixi-cosy/-У, -cos.v,)= Mz.

Правые части системы представляют собой силовые факторы от программных сил.

Для нахождения решения используется метод градиентного спуска для функции

U = [lf=1 Ri ■ cos.г,- - 0,f + [ifi, R, ■ cosy, - 0,.f + R; ■ cos - 0:f +

+ [S/=1 -COS.; -z,--cosy,.)-M^ + [s;=i Ri(-i-COSXi-X; ■ cosr, )- +

+ ¡Хм Riixi-cosy, - V,- ■ cosx,)-MZJ.

Данная функция имеет минимум и этот минимум, при наличии достаточного количества равен нулю, что соответствует равновесию конструкции. Организуется

итерационная процедура U"+] =U - S„-grad u(r").

В результате определяются значения уравновешивающих нагрузок R, для каждого экстремума к, которые хранятся совместно с массивом скорректированных программных нагрузок Рц.

Подсистема расчета относительной усталостной повреждаемости. Расчёт производился по методу полных циклов, далее по формулам И. А. Одинга определяются параметры эквивалентного пульсирующего цикла:

V^max (^maj

Sp =

-"s •

■"max ,Jmin

V2(0,6 S,

max 0,

), sm>0 0,4Smin), S,„ < 0, Sma> 0.

с <rn

"пи» — "

Согласно линейной теории Палгрема-Майера суммарное повреждение определяется в

виде: П = щ £ (5,-)'"//!

/

где щ - число циклов нагрузки 5,- /-го уровня;

тиА- константы кривой усталости, описываемой степенной функцией /V = А! Б"', где N - число циклов до разрушения.

Здесь под 5} понимается напряжение в конструкции, определяющее её усталостные характеристики, либо интегральный силовой фактор.

При оценке качества выполнения заданной (эталонной) программы погружения производится оценка относительной повреждаемости:

/7=1(5,.)'" .

Подсистема оценки усталостной наработки конструкции и эквивалентов.

Численным критерием качества нагружения при этом является эквивалент:

где Пр -относительная усталостная повреждаемость реализованной программы испытаний;

/7, - относительная усталостная повреждаемость заданной (эталонной) программы испытаний.

Эквиваленты, как правило, определяются для заданных силовых факторов:

- Л-/г М, Оу, Р (усилие в элементе), сг(напряжение в зоне) для однопараметрического нагружения.

- Мг Л/,, 0„ о-, сг;, т._х для многопараметрического нагружения. Определяются также:

- число эквивалентных программ, реализованных за весь период испытаний;

- максимальная за программу относительная усталостная повреждаемость П 'щ» . Имея фактические значения эквивалентов, можно вычислить относительную

повреждаемость /'-го программного блока /7,- =(/г„Л. ! - где — фактическое

эквивалентное значение какого-либо силового фактора (либо комбинации факторов) для <го блока/полета; - программное эквивалентное значение для данного фактора; т -

показатель кривой усталости.

Суммарная наработка по какому-либо фактору определяется суммированием относительных повреждаемостей пройденных программных блоков:

Особенностью программы испытаний пассажирского самолёта является квазислучайное нагружение конструкции планера. В связи с этим вводится понятие относительной усталостной повреждаемости осреднённого эталонного полета:

где £ Я,- - суммарная повреждаемость 140 ООО полётов.

4.2 Проведён расчёт силовых факторов и их эквивалентов через усилия в точках приложения нагрузки с учётом механических погрешностей системы нагружения.

В качестве точностных характеристик канала нагружения рассматривались: - среднее квадратическое отклонение для канала нагружения:

где i - номер канала нагружения. и - номер экстремума, т - число экстремумов за полетный цикл, Р„Рт - программное значение нагрузки по каналу нагружения, ~

реализованное значение нагрузки. ЛРпр - диапазон изменения значения нагрузок по

каналу за полёт.

- максимальная относительная погрешность в экстремальных точках программы нагружения (циклограммы):

д, -1/>"/'^/'/'""'|* |00°»-гле' - номер экстремума циклограммы.

СКО нагрузок некоторых каналов приведены в таблице 4.1. Оценка выполнена после проведения 6 ООО полётов.

^=1/7//140000

Таблица 4.1 - Некоторые точностные характеристики каналов нагружения

агрегат тип силы № канала размах значения. кН ско. % максимальное отклонение, 11 максимальная ошибка. %

Двигатель правый 10 77.73 0.36 500 0.6

±1\. 11 33.94 0.58 400 1.2

±р. 12 25.13 1.13 580 2.3

Правая основная опора шасси (ООШ) 26 55,00 0,67 780 1.4

±р —1 znp.K 27 21.40 0,94 602 2.9

33 21.00 1,44 510 2.4

Вертикальное оперение (ВО) 53 26.55 0.69 450 1.7

Типовая гистограмма эквивалентов, определенных для консоли крыла, представлена на рисунке 4.1.

Суммарная наработка

|1.05Э | [iJraj ЩД

I1.CS3 | И .073 |

¡ТИТ]

Рисунок 4.1 - Эквиваленты по консоли крыла

Эквиваленты для силовых факторов некоторых агрегатов приведены в таблице 4.2.

ВО 1,02

Миг. правой консоли горизонтального оперения 1.01

1\ правого двигателя 1.01

правого двигателя 1.03

1'. правого двигателя 1.01

На рисунке 4.2 представлен типовой график эквивалентов контрольного силового фактора по полётам. Значительные отклонения эквивалентов некоторых полётов от единицы объясняются остановками нагружения с последующей разгрузкой, что приводит к добавлению дополнительного цикла, сопоставимого по величине с циклом «земля-воздух-земля» (ЗВЗ).

«коиволттыго пэпетэм

i- ; ..... I., л [;■,.!. .

SCO 1 GOO : ГЖ ÜGOT ЗССО ТООО ТЮО -10411 4*00 'ООП 7да -"ООО

Рисунок 4.2 - Эквиваленты в корневом сечении правого крыла

Заключение

В рамках настоящей диссертации выполнены:

- комплексная расчётно-экспериментапьная отработка ресурсных характеристик особо ответственных элементов планера самолёта и систем стенда на этапе, предшествующем непосредственно созданию стенда:

- исследования по созданию более совершенной системы приложения нагрузки к нижней поверхности крыла;

- исследования по разработке новых сервогидравлических приводов для приложения нагрузки двустороннего действия со встроенными блоками управления и защиты и независимым от АСУ клапаном ограничения нагрузки:

- более точная и быстрая система управления и контроля сил на базе быстродействующего оборудования;

- исследования по созданию базы данных результатов испытаний, реализована концепция «светофора» для принятия оперативных управленческих решений;

- исследования по созданию системы расчета погрешностей нагружения. оперативного анализа нагруженности. представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта с учётом погрешностей всех систем;

- оценка погрешностей определения силовых факторов при ресурсных испытаниях различными методами.

В результате под непосредственным руководством автора создан стенд натурных ресурсных испытаний регионального самолёта нового поколения.

После проведения исследований в рамках данной диссертационной работы наряду с улучшением условий воспроизведения нагруженности планера самолёта при ресурсных испытаниях, значительно возросло качество интерпретации результатов. Также улучшились экономические показатели, такие, как время подготовки оборудования и отработки программы испытаний, стоимость оборудования и расчетно-экспериментапьных работ.

Основные положения выполненных исследований базируются на работах автора, подтвержденных публикациями по теме диссертационной работы и результатами практического внедрения разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний в стендах натурных ресурсных испытаний.

Список основных публикаций по теме диссертационной работы

В журналах, входящих в перечень изданнй, рекомендованных ВАК РФ

1 Куликов. Е. Н. Повышение эквивалентности нафужения самолёта при ресурсных испытаниях с учетом влияния отклонений линии действия сил, смещения их точек приложения и сил трения в элементах рычажной системы / Е. Н. Куликов // Научный вестник Новосибирского государственного технического университета - 2011. - № 3 (44). -С. 115-126.

2 Куликов, Е. Н. Системы нагружения для статических испытаний легких самолётов / Е. Н. Куликов, В. И. Сабельников // Полёт. Общероссийский научно-технический журнал. -2010.-№8.-С. 26-30.

3 Редько, П. Г. Сравнительный анализ концепций развития приводов самолётов и испытательных стендов лабораторий / П. Г. Редько. А. Н. Серьезное, Е. Н. Куликов.

B. И. Сабельников. Ю. В. Колеватов // Авиационная промышленность. - 2009. - № 2. -

C.51-56.

4 Серьезное, А. Н. Использование метода акустической эмиссии и тензометрии при проверке остаточной прочности самолёта / А. Н. Серьезное. Л. Н. Степанова, А. Б. Тихо-нравов. Е. Н. Куликов. С. И. Кабанов. Е. Ю. Лебедев. В. Л. Кожемякин, А .Е. Кареев // Дефектоскопия. - 2008. - № 2. - С.28-35.

5 Куликов, Е. Н. Гидропривод лаборатории статических и ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций / Е. Н. Куликов, В. И. Сабельников, Ю. В. Колеватов. А. М. Фадеев, И. Н. Медведева // Авиационная промышленность. - 2008. - № 2. - С.53-57.

6 Серьезное, А. Н. Акустико-эмиссионный контроль криволинейных панелей фюзеляжа самолёта ЯЮ при ресурсных испытаниях / А. Н. Серьезное, Л. Н. Степанова. О. В. Митрофанов, Е. Н. Куликов, Е. Ю. Лебедев, С. И. Кабанов, К. В. Канифадин // Дефектоскопия. - 2008. - № 12. - С.42-47.

7 Серьезное, А. Н. Использование метода акустической эмиссии и тензометрии при ресурсных испытаниях тяжелого самолёта / А. Н. Серьезное, Л. Н. Степанова. А. Б. Тихо-нравов, Е. Н. Куликов, С. И. Кабанов, Е. Ю. Лебедев, В. Л. Кожемякин. Р. В. Непогодин // Контроль. Диагностика. - 2006. - № 5. - С.58-66.

Патенты

8 Куликов, Е. Н. Гидросистема для нагружения авиационных конструкций при прочностных испытаниях / Е. Н. Куликов, В. И. Сабельников, И. Н. Медведева, А. В. Пинер. Д. А. Колобердин // Пат. 2372597 РФ. - Приоритет 04.12.2008; Зарегистрировано 10.11.2009: Опубл. 10.11.2009, — Бюл. № 31.

9 Куликов, Е. Н. Установка для нагружения сжатым воздухом гермофюзеляжа летательного аппарата / Е. Н. Куликов. Д. А. Колобердин, В. И. Сабельников. А. М. Фадеев // Пат. 126460РФ. Приоритет 02.11.2012; Зарегистрировано 27.03.2013: Опубл. 27.03.2013. -Бюл. № 9.

10 Куликов, Е. Н. Устройство для приложения нагрузки при испытаниях авиационной техники на прочность / Е. Н. Куликов, В. И. Сабельников, А. В. Мальцев // Пат. 126459 РФ. Приоритет 02.11.2012; Зарегистрировано 27.03.2013: Опубл. 27.03.2013. Бюл. № 09.

Публикации в прочих изданиях

11 Куликов, Е. Н. Концепция стенда ресурсных испытаний планера самолёта 851 / Е. Н. Куликов, А. В. Мальцев, А. Ф. Хватов // Аэродинамика и прочность летательных аппаратов. Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций СибНИА (17-19 июня 2008). - Новосибирск. - 2009. - С. 237-244.

12 Куликов, Е. Н. Влияние отклонений формы вырезов под полки силовых нервюр в стенке II лонжерона крыла самолётов Ту-154М и ТУ-154Б на её долговечность / Е. Н. Куликов // Научно-технический сборник. Сопротивление усталости и живучесть авиационных конструкций. СибНИА. - 1988. - Выпуск 1. - С. 28-40.

13 Куликов, Е. Н. Проектирование усилений в зонах вырезов под продольный силовой набор в шассийной балке маневренного самолёта / Е. Н. Куликов. О. А. Чепрасова // Научно-технический сборник. Сопротивление усталости и живучесть авиационных конструкций. СибНИА, Новосибирск. - 1990. - Выпуск 3. - С. 143-154.

14 Белов, В. К. Комплекс средств и методов промышленных прочностных испытаний авиационных конструкций в СибНИА / В. К. Белов, Е. Н. Куликов // Сборник китайско-российской авиационной конференции по аэродинамике и прочности. Китай-Сиань. — 2006. - С. 267-269.

15 Серьезное, А. Н. Погрешности измерений при прочностных испытаниях и выбор тензорезисторов на основе их технических и метрологических характеристик / А. Н. Серьезное, В. Ф. Воронов, Е. Н. Куликов // Аэродинамика и прочность летательных аппаратов. Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности авиационных конструкций СибНИА (17-19 июня 2008). - Новосибирск. - 2009. - С. 258-266.

Подписано в печать 16.04.2014. Формат 60 х 84/16. Бумага ксероксная. Печать оперативная. Объем - 1,0 усл. п. л. Тираж 100 экз. Заказ № 119.

Отпечатано в типографии ООО «Инсома-пресс» 443080, г. Самара, ул. Санфировой, 110 А; тел.: 222-92-40

Федеральное государственное унитарное предприятие «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С.А. Чаплыгина»

04201459056

На правах рукописи

Куликов Евгений Николаевич

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ И СРЕДСТВ НАТУРНЫХ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОНСТРУКЦИЙ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЁТОВ

05.07.03 - Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель доктор технических наук, профессор Серьезнов А.Н.

Новосибирск - 2014

СОДЕРЖАНИЕ

Введение.................................................................................................................................................4

1. Обзор методов и средств исследования усталостной долговечности и определения ресурсных характеристик авиационных конструкций 11

1.1.Обоснование, порядок и объём исследований при отработке ресурсных характеристик конструкции современного пассажирского самолёта..........................................11

1.2. Методы расчётных исследований, расчётное моделирование на этапе

ресурсных испытаний 16

1.3. Методы и средства ресурсных испытаний конструктивных образцов,

натурных агрегатов и планера самолёта...........................................................................................22

1.4. Выводы по главе 1..............................................................................................................................................................................34

2. Исследование ресурсных характеристик и отработка методических вопросов в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта 38

2.1. Расчётно-экспериментальные исследования усталостной прочности и

живучести конструктивных образцов фюзеляжа, панелей и стыков крыла..............................38

2.2. Разработка базы данных результатов исследований ресурсных

характеристик конструкции планера самолёта, принцип «светофора» 59

2.3. Расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью

уточнения их эквивалентности 65

2.4. Отработка методических вопросов создания стенда сертификационных

ресурсных испытаний планера регионального самолёта на опытном стенде 71

2.5. Выводы по главе 2 85

3. Исследования по разработке и созданию стенда ресурсных испытаний

планера регионального самолёта 86

3.1. Концепция и особенности стенда сертификационных ресурсных испытаний

планера регионального самолёта.......................................................................................................86

3.2. Обоснование и выбор элементов механической системы нагружения

планера самолёта. 94

3.3. Исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработка технологии его эксплуатации с целью обеспечения высокой скорости и безопасности нагружения

самолётных конструкций.................................. .....................................................................104

3.4. Выводы по главе 3. Общий вид стенда ресурсных испытаний планера

регионального самолёта.............................................................................................116

4. Анализ нагруженности планера регионального самолёта в стенде ресурсных испытаний и эквивалентности условий испытаний заданным программным. Апробация разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний 119

4.1. Исследования по разработке системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта 119

4.2. Расчёт отклонений силовых факторов через усилия в точках приложения нагрузки, с учетом погрешностей систем.............................................................................138

4.3. Оценка погрешности воспроизведения нагрузок в сечениях крыла.........................150

4.4. Выводы по главе 4............................................162

Заключение 165

Список использованных источников 168

Приложение А. Спектры программных нагружений 175

Введение

Актуальность работы.

Проблема обеспечения безопасности конструкций пассажирских самолётов в течение длительного срока эксплуатации начала решаться в России с середины 50-х годов, когда были созданы первые самолёты с газотурбинными двигателями. Обеспечение безопасности эксплуатации самолётов осуществляется в соответствии с Авиационными правилами [1] и другими официальными документами.

Достижение высокого уровня безопасности полетов невозможно без проведения целого ряда работ, одной из которых является подтверждение и уточнение ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции самолётов в течение всего срока их службы [5].

Все основные подходы решения этой проблемы базируются на проведении сертификационных ресурсных испытаний натурных конструкций планеров самолётов.

Сертификационные ресурсные испытания включают большой комплекс исследований образцов, агрегатов и натурной конструкции в целом, необходимый для отработки и экспериментального подтверждения проектного ресурса и обеспечения безопасной и экономичной эксплуатации самолёта.

Исследование вопросов проведения и научного обоснования условий ресурсных испытаний, современных подходов к обоснованию моделирования спектров нагружения конструкции связано с трудами Российских ученых: С. И. Галкина [16], А. Ф. Селихова [71], К. С. Щербаня [93], В. Е. Стрижиуса [82], Э. И. Ожеховского [62], А. И. Блинова, В. В. Сулеменкова, В. П. Шунаева и многих других; зарубежных ученых: Jacoby G.H. [95], Naumann Е.С. [96], Newman Jr. J.С. [97], Schijve J. [98] и других. Работы И. А. Одинга [60], В. J1. Райхера [67], В. Г. Лейбова [28] посвящены вопросам определения эквивалентности нагружения, формирования программ испытаний, усталостной прочности металлов. Методам ресурсных испытаний посвящены работы Н. М. Пестова [16] , М. И. Рябинова [38], А. Н. Серьезнова [75], В. И. Сабельникова [33], А. С. Синицина [8].

Несмотря на достигнутые успехи, сертификационные испытания натурной конструкции, и всё что с ними связано: исследование напряженно-деформированного состояния (НДС) конструкции, анализ и представление информации, наблюдение за конструкцией самолёта в период жизненного цикла; является трудоемкой задачей и требует постоянной оптимизации и совершенствования методов и средств исследований, в связи с появлением новых возможностей современной техники и изменением требований к ресурсным характеристикам самолётов.

Наиболее передовые коммерческие самолёты имеют заявленный ресурс, достигающий 70 - 100 тысяч летных часов, что в 2-3 раза больше, чем у самолётов предыдущего поколения. Для его подтверждения в соответствии с принципами безопасного повреждения необходимо выполнить при сертификационных испытаниях порядка 200 тысяч лабораторных полетов. В последнее время стало возможным реализовывать спектры нагружения, максимально приближенные к реальной эксплуатации, и появились так называемые квазислучайные программы испытаний с большим количеством циклов в одном полетном блоке. Общее количество циклов в испытаниях может уже достигать нескольких миллионов. Выполнение сертификационных испытаний по старым технологиям уже становится неприемлемым из-за больших сроков их проведения (до нескольких лет).

Поэтому огромное значение приобретает сокращение времени проведения всего комплекса работ по исследованию ресурсных характеристик конструкции планера самолёта, что, в свою очередь, напрямую определяется степенью реализации новых современных методических и аппаратных наработок.

При отработке программы нагружения планера в лабораторных условиях не удаётся точно воспроизвести внешние нагрузки, соответствующие реальной эксплуатации, требуются определенные допущения и упрощения. Это обусловливает необходимость оперативного определения эквивалентности нагружения в условиях стендов натурных испытаний по отношению к условиям эксплуатации или к программе испытаний, что до сих пор представляло довольно рутинную задачу. Большое значение имеет также максимальное соответствие условий испытаний программным, так как даже небольшие систематические отклонения при реализации программы приводят к значительным неточностям в определении усталостных характеристик.

Конструкцию самолёта и испытательных стендов, чаще всего, изначально невозможно сделать безупречными и в период испытаний возникают местные разрушения. Требуется оперативное вмешательство, анализ, доработка, иногда, с остановками в течение очень длительного времени. Для его сокращения требуется совершенствование методов и средств, используемых при разработке испытательных стендов, методов анализа и принятия решений по доработкам конструкции самолётов.

Отсюда и цель диссертационной работы — совершенствование методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов, создание стендов испытаний конструктивно-подобных образцов и агрегатов, а также стенда натурных ресурсных испытаний планера пассажирского регионального самолёта нового поколения, отвечающих современным требованиям и уровню развития техники.

Исследования направлены на решение задач улучшения методов испытаний и систем стендов, отвечающих за качество и технико-экономические показатели, такие как:

- уменьшение непосредственно времени подготовки и проведения испытаний;

- оценка ресурсных характеристик проблемных зон конструкции и выработка рекомендаций по их доработкам до проведения натурных испытаний и, как следствие, уменьшение времени простоев, связанных с местными разрушениями и осмотрами конструкции во время испытаний;

- повышение качества и точностных параметров основных систем стенда натурных испытаний планера пассажирского самолёта;

- внедрение виртуального моделирования, позволяющего прогнозировать поведение конструкции при испытаниях и выдавать рекомендации по улучшению условий нагружения и по оптимизации конструкции самолёта;

- создание методов оперативной оценки условий нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях и их эквивалентности программе испытаний;

- создание базы данных расчётно-экспериментальных результатов для более точных и комплексных оценок характеристик усталости и живучести разрабатываемых авиационных конструкций в период жизненного цикла.

Практическое применение таких методов и средств сделает возможным проведение сертификационных натурных испытаний авиационных конструкций в более сжатые сроки и повысить их эффективность. Это, в конечном итоге, должно привести к уменьшению трудоемкости работ на этапе сертификации конструкций самолётов, повышению их достоверности, снижению объёма дорогостоящих доработок, ремонтов и осмотров во время эксплуатации, улучшению ресурсных характеристик и безопасности эксплуатации конкретных типов самолётов.

Краткое содержание работы.

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения и списка использованных источников. Диссертация содержит 191 страницу, включая 30 таблиц, 128 рисунков, 1 приложение на 14 страницах и 101 наименование использованных источников.

В главе один на основании проведённого обзора:

- сформулированы основные цели выполнения ресурсных испытаний,

- определён состав ресурсных испытаний,

- выявлены особенности современной программы ресурсных испытаний,

- сделаны выводы, в которых подтверждена актуальность, заявленных в диссертации целей и задач.

Глава два содержит результаты исследований в обеспечение создания стенда сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта на этапе, предшествующем непосредственно созданию стенда ресурсных испытаний планера.

Проведены расчётно-экспериментальные исследования усталостной прочности и живучести конструктивных образцов фюзеляжа, панелей и стыков крыла регионального самолёта.

Проведены исследования по определению характеристик усталостной и статической прочности полуфабрикатов, используемых для изготовления элементов конструкции самолёта, дана расчётно-экспериментальная оценка конструктивно-технологических решений, исследованы различные параметры блока нагрузок для ресурсных испытаний.

Предложена концепция базы данных результатов исследований ресурсных характеристик конструкции планера самолёта с алгоритмами оперативной интерпретации информации по принципу «светофора».

Проведен расчётно-экспериментальный анализ вариантов моделирования спектра нагружения планера самолёта при ресурсных испытаниях с целью уточнения их эквивалентности.

В соответствии с разработанной в диссертации концепцией на специально созданном опытном стенде проведены исследования по отработке методических вопросов и разработке элементов систем нагружения, управления, измерений и интерпретации результатов сертификационных ресурсных испытаний планера регионального самолёта.

В третьей главе дано описание, созданного с использованием проведенных в рамках диссертации исследований методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов, испытательного стенда.

Приведена концепция стенда сертификационных ресурсных испытаний регионального самолёта.

Приведены исследования по обоснованию выбора элементов механической системы стенда ресурсных испытаний гражданского самолёта, оценка их точностных параметров: влияния отклонения линий действия сил от нормали к поверхности крыла, трения в шарнирах и др.

Приведены исследования по разработке нового сервогидравлического канала нагружения двустороннего действия и отработке технологии его эксплуатации.

Глава четыре содержит описание исследований по разработке системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта и результаты апробации разработанных методов, алгоритмов и средств испытаний. Особое внимание при этом

уделено определению истинной силовой работы конструкции в испытательном стенде с учетом различных факторов.

В этой главе диссертации приведены разработанные алгоритмы системы расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта, включая: подсистему расчёта силовых факторов, подсистему расчёта уравновешенности конструкции, подсистему расчёта относительной усталостной повреждаемости, подсистему оценки усталостной наработки конструкции и эквивалентов.

Проведён скорректированный расчёт силовых факторов и их эквивалентов через усилия в точках приложения нагрузки с учетом механических погрешностей системы нагружения.

Исследована погрешность воспроизведения изгибающего момента в сечениях крыла.

В конце работы сделано заключение.

В приложении приведены исследованные спектры программных нагружений.

Научная новизна работы заключается в следующем.

В рамках диссертации проведены исследования по выработке новых подходов к созданию современных систем нагружения, систем управления, систем измерений, систем сбора и обработки информации стендов ресурсных испытаний натурных авиационных конструкций.

Это позволило под руководством автора разработать стенд сертификационных ресурсных испытаний гражданского регионального самолёта на новом методическом уровне, включающий:

- новую систему приложения нагрузки к нижней поверхности крыла, отличающуюся обоснованностью реализованных решений и уменьшенной погрешностью;

- концептуально новые сервогидравлические приводы для приложения нагрузки двустороннего действия с встроенными блоками управления и защиты, специально разработанным независимым от АСУ, клапаном ограничения нагрузки;

- систему управления и контроля сил на базе нового быстродействующего оборудования, использующую усовершенствованный закон управления нагружением, сочетающий классическое ПИД регулирование с управлением по «планируемой траектории»;

- новую систему расчёта погрешностей нагружения, оперативного анализа нагруженности, представления и интерпретации результатов испытаний планера самолёта, с

помощью которой впервые проведена оценка погрешностей и эквивалентности реализованных параметров нагружения по отношению к программе испытаний.

Апробация разработанных методов и средств подтвердила их высокий уровень.

Обоснованность и достоверность решения поставленных задач подтверждаются:

- проведенным анализом информации по отечественным и зарубежным источникам;

- достаточным объёмом использованных экспериментальных данных;

- проверкой разработанных методик в стендах ресурсных испытаний конструктивных образцов и элементов конструкции планера гражданского регионального самолёта и в опытном стенде;

- расчётно-экспериментальными результатами апробации полученных методов и разработанных средств испытаний на работающем стенде ресурсных испытаний регионального самолёта;

- проведением аттестации созданного на базе проведенных в рамках диссертации р