Об обеспечении усталости и живучести конструкций транспортных самолетов

УДК 629.7.015.4:539.43

ОБ ОБЕСПЕЧЕНИИ УСТАЛОСТИ И ЖИВУЧЕСТИ КОНСТРУКЦИЙ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ

Б.Г. НЕСТЕРЕНКО

Статья представлена доктором технических наук, профессором Нестеренко Г.И.

Представлены обобщенные данные о свойствах алюминиевых сплавов. Приведены объемы наработок отечественных и зарубежных самолетов при испытаниях на усталость и в эксплуатации.

Ключевые слова: усталость, скорость роста трещин, вязкость разрушения, ресурс, усталостные испытания конструкций, налет самолетов-лидеров.

Введение

Материалы, применяемые в силовых конструкциях самолетов, занимают ключевую позицию в обеспечении конкурентоспособности самолетов. Одним из главных мероприятий по обеспечению высокой долговечности и повышенной живучести конструкций является улучшение характеристик усталости и трещиностойкости алюминиевых сплавов, которые являются основным конструкционным материалом современных гражданских самолетов. На основе свойств выбранных материалов задаются уровни напряжений в проектируемых конструкциях, при которых выполняются критерии усталости и живучести. В данной статье приведены обобщенные данные о свойствах алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях отечественных и зарубежных самолетов. Эффективность выбранных сплавов, уровней напряжений и конструктивных решений подтверждается результатами испытаний натурных конструкций на усталость и опытом эксплуатации. Решение этой задачи различными авиационными фирмами проиллюстрировано в статье данными об объемах наработок натурных конструкций самолетов на усталость и налетом самолетов-лидеров в эксплуатации.

Улучшение свойств алюминиевых сплавов

Обеспечение прочности, усталости, живучести, весовой эффективности конструкций современных самолетов достигается в основном за счет применения усовершенствованных алюминиевых сплавов. В 1970-е годы были определены требуемые значения вязкости

d2a

разрушения ^ » 140-145 МП^м и скорости роста трещин ---------------»0,002 мм/кцикл при

dN

Д^31 МП^м в отечественных алюминиевых сплавах для обеспечения повышенной живучести конструкций самолетов [1, 2]. Обоснования этих значений трещиностойкости материалов приведены в [1, 3, 4]. Характеристики трещиностойкости серийных алюминиевых сплавов, выпускаемых в 1970-е годы, были значительно хуже требуемых характеристик [1]. Но к концу 1970-х годов в авиационной промышленности СССР сформировалась и действовала Система управления качеством авиационных материалов (СУПРАКАМ). Главным принципом функционирования этой системы был единый централизованный порядок создания, внедрения и соблюдения нормативной документации, регламентирующий разработку, внедрение, производство, применение и эксплуатацию материалов в составе изделия [5]. В результате внедрения СУПРАКАМ были созданы сплавы 1163Т, 1161Т, 1163АВТ и другие с требуемыми характеристиками трещиностойкости [1, 2].

В табл. 1-6 приведены свойства улучшенных алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях современных отечественных и зарубежных самолетов [6-16]. Здесь приведены

следующие характеристики: Ку (Карр) - условный коэффициент интенсивности напряжений,

определенный на образцах без направляющих (без устранения потери устойчивости листов в зоне трещины); у31 = da/dN- скорость роста трещин при размахе коэффициента интенсивности напряжений ДК=31 МПаVм и коэффициенте симметрии цикла Я » 0; ^33 -средняя усталостная долговечность стандартных образцов с центральным отверстием при циклических напряжениях брутто ошах=133 МПа и коэффициенте симметрии цикла Я » 0; оь -предел прочности; о0,2 - предел текучести; 5 - удлинение при разрушении.

Таблица 1

Свойства материалов обшивки нижней поверхности крыла. Плиты

Характеристики материала Сплавы

1163Т 1163Т7 2324-Т39 С433-Т351 С 433-Т39 2024-Т351

Самолеты

Ту-204 Ил-96-300 Боинг 757/767 А380 А340 Боинг 777 Боинг 747, А310

ов, МПа 460 500 500 490 500 490

о0.2, МПа 340 390 460 380 460 390

8, % 20 14 12 15 12 15

Ы133, кциклов Я=0 205 200 275 250 - 115

ёа/ёЫ, мм/кцикл Ж=31, Я=0 2,5 3 2,5 1,1 2,1 2

КсУ=Карр, Па^м W=1200 мм 175 163 148 153 163 135

Таблица 2

Свойства материалов обшивки верхней поверхности крыла. Плиты

Характеристики материала Сплавы

В95очТ2 В96ц-3пчТ12 7150-Т651 7055-Т7751

Самолеты

Ил-96-300, Ту-204 ВИАМ Боинг 757/767, А310 Боинг 777, А380

ов, МПа 540 635 >580 620

о0.2, МПа 460 595 550 595

8, % 10 10 >7 7

Ы133, кциклов Я=0 170 320 - 300

ёа/ёЫ, мм/кцикл Ж=31, Я=0 3,25 5 4,3 3,5

КсУ=Карр, МПа^м W=1200 мм 175 70 85 90

Таблица 3

Свойства материалов нижней поверхности фюзеляжа. Листы

Характеристики материала Сплавы

1163 АТВ 1163РДТВ 2524-Т3 (1=3,8 мм) 6013- Т6 1370Т1 1441РТ1

Самолеты

Ил-96-300 Ту-204 Боинг 777 А388 ВИАМ ВИАМ

клёпаные сварные

ов, МПа 430 460 450 400 440 420

о0.2, МПа 315 340 345 365 350 340

8, % 24 23 19 13 10 13

N133, кциклов Я=0 100 115 168 85 105 85

da/dN, мм/кцикл Ж=31, Я=0 2 2 1,7 2,5 2,5 2,7

К/=Карр, МПа^м W=1200мм 120 130 140 110 100 100

Таблица 4

Свойства материалов обшивки верхней поверхности фюзеляжа. Листы

Характеристики материала Сплавы

1163 АТВ 1163РДТВ 2524-Т3

Самолеты

Ил-96- 300 Ту-204 А380 Боинг 777

ов, МПа 430 460 430 450

о0.2, МПа 315 340 325 345

8, % 24 23 20 19

N133, кциклов Я=0 100 115 100 168

da/dN, мм/кцикл Ж=31, Я=0 2 2 2 1,7

КсУ=Карр, МПа^м W=1200 мм 120 130 132 140

Таблица 5

Свойства материалов стрингеров нижней поверхности крыла. Прессованные профили

Характеристики материала Сплавы

1163 В95очТ2 2224-Т3511 АШ 2099-Т8967

Самолеты

Ту-204, 881100 и др. Ил-96-300 Боинг 777 АЬСОА

ов, МПа 570 570 590 >540

оо.2, МПа 440 510 430 >490

8, % 7 7 10 8

Ы133, кциклов Я=0 270 190 - -

КС, МПа^м 37 31 63

Таблица 6

Ковочные сплавы. Силовые шпангоуты, нервюры, лонжероны, фитинги

Характеристики материала Сплавы

1933Т123 7085Т7452

Самолеты

"Мрия", Ан-148, Як-130, 881-100 Боинг 787, А380

ов, МПа 510 500

о02, МПа 460 460

8, % 8 9

Ы133, кциклов Я=0 140 -

ёа/ёЫ, мм/кцикл Ж=31, Я=0 2.6 2.7

КС, МПа^м 37 36

На рис. 1, 2 показано улучшение фирмой Алкоа прочности и трещиностойкости алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях зарубежных самолетов [12, 13].

Испытания полномасштабных конструкций

Нормы США по допустимости повреждений, представленные в 1978 году, не требовали полномасштабных испытаний на усталостное разрушение для сертификации самолета. Поэтому американские и европейские изготовители самолетов разработали различные концепции, чтобы аттестовать свои изделия [17]. Вначале Боинг выполнял полномасштабные испытания на усталость как доводочные в объеме не более одного ресурса [17]. Полномасштабные испытания на усталость самолетов Боинг 727 и 747 были проведены в объеме одного ресурса.

Рис. 1. Совершенствование основных алюминиевых сплавов, ALCOA

Рис. 2. Улучшение алюминиевых сплавов для самолетов Боинг

Для самолета Боинг 707 проведены только гидроусталостные испытания фюзеляжа в объеме 2,5 проектных ресурсов. В 1987 году были проведены усталостные испытания хвостовой части фюзеляжа снятого с эксплуатации самолета Боинг 737 с целью выявления

влияния многоочаговых трещин (MSD) на допустимость повреждения (damage tolerance) [18]. После 59 000 полетов в эксплуатации фюзеляж подвергся циклическому нагружению до 70 000 наддувов [19], после чего возникли многоочаговые трещины, приведшие к образованию двухпролетной трещины и безопасной разгерметизации фюзеляжа за счет flapping (отгибания листов обшивки) [18]. Фюзеляж самолета Боинг 747 был взят из эксплуатации после 20 000 полетов и подвергся циклическим наддувам в объеме еще 20 000 циклов. В процессе испытаний образовались многоочаговые трещины, которые к концу испытаний объединились в одну трещину длиной 150 мм [18]. На основе этих испытаний были определены периодичности осмотров фюзеляжей: для самолета Боинг 737 - 12 лет при допущении о выполнении 3000 полетов в год; для самолета Боинг 747 - 7 лет при допущении о выполнении 1500 полетов в год [18]. По мнению автора работы [18] усталостные испытания не гарантируют безопасность парка и не могут заменить тщательно выполняемые осмотры. Несмотря на то, что усталостные испытания новых моделей дают полезную информацию, у промышленности имеются веские причины возражать против назначения ресурса на основе таких испытаний [18]. Полномасштабные испытания самолета Боинг 737 не проводились. В дальнейшем Боинг расширил испытания полномасштабных конструкций до двух ресурсов самолетов Боинг 757, Боинг 767 [19] и до трех ресурсов самолета Боинг 777.

Фирма Эрбас рассматривала полномасштабные испытания как сертификационные испытания с моделированием минимум двух ресурсов [17]. На рис. 3-5 представлено сравнение значений проектных ресурсов, наработок в эксплуатации и наработок при усталостных испытаниях герметических фюзеляжей Боинг [19], полномасштабных конструкций самолетов Дуглас [20], Эрбас [17] и отечественных самолетов [23]. Испытания на усталость самолетов Ту-204, Ту-334, Ан-148 и SSJ-100 продолжаются.

Ан-12 Ан-24 Ан-124 Ан-148 Ту-134А Ту-154Б Ту-204 Ту-334 Ил-18 Ил-62 Ил-76 Ил-86 Ил-96 Як-40 Як-42 SSJ-100

0 10000 20000 30000 40000 50000 60000 70000 80000 90000 100000 110000 120000 130000 140000 150000 160000

Полеты

Рис. 3. Ресурсы конструкций самолетов России

Рис. 4. Ресурсы конструкций фюзеляжа самолетов Боинг

Рис. 5. Ресурсы конструкций самолетов Эрбас и Дуглас

Испытания полномасштабных натурных отечественных самолетов проводились и проводятся как сертификационные испытания на ресурс. К настоящему времени наработка в эксплуатации некоторых типов длительно эксплуатируемых (стареющих) отечественных самолетов превысила значения проектных ресурсов (рис. 3). В отличие от зарубежной практики в отечественной практике полномасштабные испытания конструкций многих типов самолетов были проведены до

образования многоочаговых (обширных) усталостных повреждений. Такие конструкции, поврежденные многоочаговыми трещинами, испытывались на остаточную прочность с последующим определением длительности роста трещин методом фрактографии [21, 22].

Выводы

Алюминиевые сплавы остаются основным конструкционным материалом транспортных самолетов. В отечественной и зарубежной авиационной промышленности осуществляется непрерывное совершенствование сплавов с целью получения высоких значений прочности, сопротивления усталости и трещиностойкости. Улучшение этих свойств производится дифференцированно для различных силовых элементов планера самолета: обшивки нижней поверхности крыла, обшивки верхней поверхности крыла, обшивки нижней части фюзеляжа, обшивки верхней части фюзеляжа и т. д.

Эффективность выбранных материалов, уровней напряжений и конструктивных решений подтверждается испытаниями на усталость натурных конструкций самолетов в объеме не менее двух проектных ресурсов.

ЛИТЕРАТУРА

1. Нестеренко Г.И. Требования к обеспечению эксплуатационной живучести планера пассажирских и транспортных самолетов на этапе проектирования: сб. докладов научно-технической конференции «Комплексное обеспечение ресурса авиаконструкций», ЦАГИ, 1984. - С. 199-211.

2. Нестеренко Г.И. Расчет характеристик эксплуатационной живучести самолетных конструкций на основе механики разрушения // Физико-химическая механика материалов. - Львов, АН УССР. - 1983. - № 1. - С. 12-20.

3. Нестеренко Г.И. Требования к свойствам перспективных конструкционных материалов для планера самолета // Технология легких сплавов. - ВИЛС, 1995. - № 2. - С. 43-51.

4. Нестеренко Г.И. Расчетные характеристики перспективных конструкционных материалов для планера самолета //Техника воздушного флота. - 1995. - № 3,4. - С. 1-9.

5. Качанов Е.Б., Беренсон В.Ф. Паспортизация авиационных материалов // Технология легких сплавов. -ВИЛС. - № 2. - С. 19-21.

6. Фридляндер И.Н. Алюминиевые сплавы в летательных аппаратах в периоды 1970-2000 и 2001-2015 гг. // Технология легких сплавов. - ВИЛС. - № 4. - С. 12-17.

7. Фридляндер И.Н., Садков В.В., Сандлер В.С., Федоренко Т.П. Свойства полуфабрикатов из высокотехнологичного Al-Li сплава 1441 // Технология легких сплавов. - ВИЛС. - № 4. - С. 24-27.

8. Сенаторова О.Г., Сухих А.Ю. Сидельников В.В., Головизнина Г.М., Матвиенко С.В. Развитие и перспективы применения высокопрочных алюминиевых сплавов для катаных полуфабрикатов // Технология легких сплавов. - ВИЛС. - 2002. - № 4. - С. 28-33.

9. Ткаченко Е.Н., Латушкина Л.В., Вальков В.Я., Шомин В.А. Влияние режимов гомогенизации на структуру и свойства слитков и пресованно-штампованных полуфабрикатов из сплава 1933 // Технология легких сплавов. - ВИЛС. - 2002. - № 4. - С. 34-37.

10. Колобнев Н.И., Хохлатова Л.Б., Овсянников Б.В., Попов В.И., Ивановский Н.П. Освоение производства полуфабрикатов из коррозионно-стойкого свариваемого сплава марки 1370 системы Al-Mg-Si-Cu // Технология легких сплавов. - ВИЛС. - 2002. - № 4. - С. 44-47.

11. United States Patent, 4,294,625,Oct.13,1981.

12. Airliner April-June 1996, Boeing. Boeing Structural Design and Technology Improvements.

13. Ralph Sawtell, John Liu, John Newman, Gary Bray, Alexander Sakharutov. Advanced aluminum alloys and products for aerospace application. ALCOA. Presented to Technical Seminar for Yakovlev Design Bureau. January, 2009.

14. Басов В.Н., Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И. Разрушение высокопрочных алюминиевых сплавов // Полет. - М.: ЦАГИ. - 2008. - С. 87-92.

15. Boris G. Nesterenko, Grigory I. Nesterenko, Valentin N. Basov. Fracture behaviour of skin materials of civil airplane structures. Proceedings of the 25th Symposium of the International Committee on Aeronautical Fatigue (ICAF), 27-29 May 2009, Rotterdam, the Netherlands, Springer, p.661-683.

16. Дмитриев В.Г., Замула Г.Н., Коновалов В.В., Нестеренко Г.И. Приоритетные направления совершенствования материалов для конструкций перспективных самолетов // Технология легких сплавов. - ВИЛС. - 2003. - № 1. - С. 3-8.

17.Ганс-Юрген Шмидт. Принципы живучести, методы и эксперименты, применяемые в конструкции современных больших транспортных самолетов для соответствия принятым нормам FAA/JAA: дис.... канд. техн. наук. - М.: ИМАШ РАН, 2002.

18.Ulf G.Goranson. Damage Tolerance, Facts and Fiction. Presentation at International Conference on Damage Tolerance of Aircraft Structures, 25th September, 2007, Delft Technical University, Delft, the Netherlands.

19.Varanasi S.Rao, McGuir Jac F. Boeing structural design technology improvements. Proceedings of the FAA-NASA Sixth International Conference on the Continued Airworthiness of Aircraft Structures, Atlantic City, New Jersey, 27-28 June 1995, p.75-81.

20.Hoggard Amos W. Design, analysis and testing of durable aircraft structures. Presented to International Symposium “Experimental Facilities and Aircraft Certification” Zhukovsky, Moscow region, Russia, 22-25 August 1995.

21.Nesterenko G.I. Multiple site fatigue damages of aircraft structures. AGARD Conference Proceedings 568 Widespread Fatigue Damage in Military Aircraft. Papers presented at the 80th Meeting of the AGARD Structures and Materials Panel, held in Rotterdam, the Netherlands. 10-11 May 1995, p.11-1 ^ 11-8.

22.Nesterenko G.I. Fatigue and damage tolerance of aging aircraft structures. Proceeding of the FAA-NASA Symposium on the Continued Airworthiness of Aircraft Structures. Atlanta, Georgia, 28-30 August, 1996, p.279-299.

23.Дубинский В.С. О состоянии ресурсов отечественных транспортных и пассажирских самолетов / Труды ЦАГИ. - 2009. - Вып. 2683. - С. 44-46.

ON ENSURING FATIGUE AND DAMAGE TOLERANCE OF TRANSPORT STRUCTURES

Nesterenko B.G.

Generalized data are presented on Al-alloy properties. Lifetimes of home and foreign aircraft have been analyzed in full-scale tests and in operation.

Key words: weariness, growth rate of cracks, viscosity of destruction, resource, fatigue test of designs, flight hours of the planes - leaders.

Сведения об авторе

Нестеренко Борис Григорьевич, 1977 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат технических наук, аналитик фирмы “Нограф”, автор более 40 научных работ, область научных интересов - механика разрушения.