CC BY
142
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА сероия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности
УДК 629.7.015.4:539.43
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДЕГРАДАЦИИ ПРОЧНОСТИ
САМОЛЕТНЫХ КОНСТРУКЦИЙ
Б.Г. НЕСТЕРЕНКО
Статья представлена доктором технических наук, профессором Нестеренко Г.И.
Обобщены результаты исследований по влиянию длительной эксплуатации самолетов на механические характеристики, усталость и трещиностойкость конструкций из алюминиевых сплавов.
Ключевые слова: деградация, усталость, скорость роста усталостных трещин, остаточная прочность, алюминиевые
сплавы.
Введение
В настоящее время в России и за рубежом эксплуатируются многие типы пассажирских и транспортных самолетов, срок службы которых превышает в 1,5 - 2 раза проектное значение.
Сроки службы длительноэксплуатируемых (стареющих) самолетов приближаются к 50 годам. Авиационные специалисты в области прочности ЛА должны оценить изменение характеристик конструкции самолетов при их длительной эксплуатации. В данной статье изложен анализ результатов экспериментальных исследований по этой проблеме отечественных и зарубежных авторов.
Испытания натурных конструкций
Основным методом обеспечения безопасности эксплуатации самолетов СССР многие годы был принцип безопасного ресурса - safe life. При назначении ресурса самолетов применялись коэффициенты надежности п4, учитывающие рассеяние усталостной долговечности. Значения этих коэффициентов принимались равными п4 = 3 - 5 в зависимости от количества испытанных на ресурс натурных конструкций [1]. В связи с такой технической политикой СССР (в отличие от США и Европы) было испытано по несколько экземпляров натурных (полномасштабных) самолетов с разной наработкой в эксплуатации [2]. Сравнение усталостной долговечности конструкций новых и с наработкой дает возможность оценить влияние длительной эксплуатации самолета на изменение или деградацию сопротивления усталости конструкции. Такое сравнение представлено на рис. 1, крыло Ил-18, и на рис. 2, фюзеляж Ту-104 [2].
\\ч \\ 4 Д16АТВ О - обшивка П - обшивка Д - обшивка у стрингера 11 у стрингера 9 у стрингера 13
Ч
KV
I ■ і - уш ^ / /
10000 20000 30000
Т, полеты в эксплуатации
£ 20000
г-- " ^ ^ - расчет Д16 АТ В фюзеляж
эксперимент г
Рис. 1. Влияние длительной эксплуатации самолетов на сопротивление усталости крыла турбовинтового самолета
0 5000 10000 15000 20000
Т, полеты в эксплуатации (ДР =0.6 атм)
Рис. 2. Влияние длительной эксплуатации самолетов на сопротивление усталости фюзеляжа реактивного самолета
Экспериментальное исследование деградации прочности самолетных конструкций
Приведенные результаты показывают наличие деградации сопротивления усталости конструкции планера вследствие его длительной эксплуатации.
Испытания образцов обшивки крыла и фюзеляжа
В большинстве опубликованных работ разных авторов исследования деградации материалов проводились на плоских образцах, вырезанных из обшивки конструкций эксплуатируемых самолетов. На стандартных образцах определялись механические характеристики, сопротивление усталости, статическая и циклическая трещиностойкость материала. В ряде работ данные испытаний сравнивались с соответствующими данными, приведенными в литературе и в открытых справочниках по материалам. В некоторых работах проводилось одновременно испытания образцов, вырезанных из конструкции длительно эксплуатируемого самолета, и из листов тех же марок материала, но взятых со складов. Следует отметить, что вопросы деградации обшивочных авиационных материалов исследуются на плоских образцах уже примерно 40 лет. Далее приведены результаты некоторых ключевых работ.
В 1969 г. были исследованы свойства листов из алюминиевых сплавов серии 2000 и 7000 [3] самолета ЯЛ-50. Было установлено, что усталостная долговечность этих материалов, находившихся в эксплуатации, ниже приведенных в литературе справочных значений по долговечности исходных материалов.
В 1975 г. исследовались свойства плит сплава 7075-Т6 и прессованного материала 7178-Т6 центроплана крыла транспортного самолета С-130В [4]. По результатам исследований сделан вывод, что нет существенной разницы между полученными и приведенными в литературе значениями характеристик усталости, скорости роста трещин, остаточной прочности.
В 1997 г. были опубликованы результаты экспериментальных исследований свойств материалов самолетов фирмы Боинг КС-135 и Боинг 707-320С [5]. Были испытаны образцы обшивки крыла и фюзеляжа. Из полученных результатов следует, что нет разницы между экспериментальными и справочными значениями предела текучести и предела прочности. Характеристики усталости определялись на плоских образцах без концентраторов напряжений. Испытано три типа образцов: с видимой коррозией, без видимой коррозии и с отполированной поверхностью. Сравнивалась усталостная прочность этих образцов и нового материала, взятого со склада. Установлено, что за счет деградации поверхностных слоев обшивки долговечность материала обшивки уменьшается, примерно в 4 раза. Умеренная коррозия вызывает увеличение скорости роста трещин по сравнению со справочными данными.
На фирме Эйрбас были проведены исследования возможной деградации свойств материала обшивки фюзеляжа [6]. Материал обшивки 2024-ТХ был взят из фюзеляжа самолета Л300В, который находился в эксплуатации 18 лет. Свойства этого материала были сравнены со свойствами плакированных листов сплава 2024-Т351, который был произведен 1997 г. и находился на складе. В работе сделаны следующие выводы:
- листы со склада показывают по сравнению со старыми листами обшивки фюзеляжа А300В пониженные свойства, но незначительно;
- листы со склада стойкие к межкристаллитной коррозии, а старые листы обшивки фюзеляжа А300В показывают высокую подверженность межкристаллитной коррозии.
В 1990-х годах проводились исследования деградации характеристик обшивочных материалов типа Д16 и В95 в МГТУ ГА [7], [8]. Образцы для экспериментальных исследований вырезались из конструктивных элементов, снятых с самолетов Ту-134А, Ту-154Б, Ил-62, Ан-12, Ан-24 с определенной эксплуатационной наработкой или из соответствующих полуфабрикатов со склада. Испытания показали, что характеристики статической прочности и сопротивления развитию трещин не изменяются при эксплуатации самолетов до 30 лет. Характеристики пластичности имеют тенденцию к снижению. Условный предел текучести повышается в ряде случаев на 3-8% [7]. Уменьшение значений относительного остаточного удлинения может составлять от 10% до 30% [8].
Прочнисты ЦАГИ и ОАО "Туполев" провели сравнительные экспериментальные исследования механических свойств характеристик усталости, скорости роста трещин и остаточной прочности "старого" и "нового" алюминиевого сплава. "Старый" материал Д16АТВ был вырезан из обшивки фюзеляжа самолета Ту-154Б после длительной эксплуатации. "Новый" материал - сплав Д16АТВ, изготовленный в 1993 г. и хранившийся на складе [9]. Как показал спектральный анализ химического состава исследуе-
Б.Г. Нестеренко
мых сплавов, "старый" (из обшивки) материал можно идентифицировать со сплавом Д16ч, а "новый" (со склада) - Д16. Результаты испытаний показывают, что:
- предел прочности при растяжении, скорость роста трещин и долговечность "старого" и "нового" материалов совпадают в пределах разброса экспериментальных данных;
Т/* У М
- предел текучести при растяжении, вязкость разрушения Кс и длительность роста трещин старого" материала выше, чем "нового", соответственно, на 8%, 12% и 10%.
В ЦАГИ были проведены обширные экспериментальные исследования по сравнению свойств эксплуатировавшихся и "новых" материалов, используемых в конструкции крыла и фюзеляжа различных отечественных и зарубежных самолетов [10]. Полученные результаты позволяют сделать вывод, что после длительной эксплуатации самолетов значения временного сопротивления условного предела текучести и относительного удлинения находятся в пределах значений, заданных техническими условиями на соответствующий полуфабрикат алюминиевого сплава. Остаточная прочность различных полуфабрикатов уменьшилась в 1,15 - 1,4 раза. Скорость роста усталостных трещин увеличилась в 1,5 - 4 раза. Сделан вывод, что снижение трещиностойкости алюминиевых сплавов является результатом комбинированного воздействия нескольких факторов: наличия внутренних дефектов, технологии изготовления элементов конструкции, внешних нагрузок, цикличности температуры.
Исследования микроструктуры сплавов
В Московском государственном институте стали и сплавов проведено исследование электрохимическим методом возможной деградации свойств обшивки из сплава Д16АТВ фюзеляжа самолета Ту-154Б после его длительной эксплуатации [11]. Обнаружено, что при увеличении срока эксплуатации от 11 до 15 лет появляются очаги межкристаллитной коррозии. Обнаружена также повышенная концентрация меди и железа в приповерхностных слоях обшивки. Сделан вывод о том, что толщина приповерхностного слоя с изменившимся химическим составом зависит от интенсивности эксплуатации и может служить критерием деградации свойств исследуемого сплава.
В Институте металлургии РАН проведено металлографическое исследование поврежденности образцов обшивки крыла самолета Ил-18 [12]. Исследовалась структура образцов, вырезанных из обшивки крыла эксплуатируемых самолетов Ил-18, а также из листа, взятого со склада. Испытания этих образцов, проведенные в ЦАГИ, показали значительную деградацию характеристик трещиностойкости [10]. Проведенные в ИМЕТ РАН исследования показали начальные признаки межкристаллитной коррозии в образцах "старой" обшивки крыла самолетов Ил-18 [12]. Показано, что этот материал содержит большое число дефектов в виде продольных расслоений, которые взаимодействуют с поперечными трещинами, развивающимися от поверхности образца. В отличие от образцов из обшивки крыла Ил-18, в образцах, взятых со склада (из того же материала), не обнаружено начальных признаков межкристаллит-ной коррозии, не обнаружено взаимодействия внутренних несплошностей.
В физико-механическом институте Академии наук Украины проведены исследования изменения микроструктуры сплавов типа Д16 и В95 после длительной эксплуатации [13]. Исследовались образцы, вырезанные из обшивки конструкций самолетов Ан-12 и Ан-24. В работе выявлено, что деградация алюминиевых сплавов связана с изменением их микроструктуры - увеличением количества дисперсных выделений вторичной среды, микрорастрескиванием интерметаллидов, исходной микроструктуры, ростом плотностей дислокаций и скоплением полос скольжения около границ зерен матрицы.
Заключение
Изложенные выше результаты исследований различных авторов целесообразно учитывать при корректировке регламентов контроля конструкции длительно эксплуатируемых самолет и при разработке новых алюминиевых сплавов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Селихов А.Ф., Лейбов В.Г., Нестеренко Г.И., Райхер В.Л. Методология и опыт обеспечения безопасности конструкции стареющих самолетов. Труды ЦАГИ, 1998. - Вып. 2631. - С. 21-29.
2. Grigor I.Nesterenko. Ensuring damage tolerance of aging aircraft structures. The second joint NASA/FAA/DOD conference on aging aircraft. Langley Research Center, Hamton< Virginia, NASA/CP-1999-208982/ Part 1, NASA, 1999, pp.163-172.
Экспериментальное исследование деградации прочности самолетных конструкций
3. Gruff J.J., Hutchenson J.G. Effect of corrosive environmental of fatigue life of aluminum alloys under maneuver spectrum loading. Proceeding of Air Force conference on fatigue and fracture of aircraft structures and materials. Miami Beach, USA, Dec 15-18 1969.
4. Everett R.A. Effect of service usage on tensile fatigue and fracture properties of 7075-T6 and 7178-T6 aluminum alloys. NASA technical memorandum X-3165, Feb 1975.
5. Scheuring J.N., Grandt A.F. Mechanical properties of aircraft materials subjected to long periods of service usage. Transactions of the ASME. V119 October 1997, pp 380 - 386.
6. Hans—Jurgen Schmidt. Damage tolerance philosophy, methods and experiments applied to modern large transport aircraft structures for compliance with applicable FAA/JAA regulations. PhD thesis, ИМАШ РАН, Москва, 2003.
7. Шапкин В. С. Влияние основных факторов эксплуатации на характеристики долговечности и ресурса длительно эксплуатируемых воздушных судов и разработка методов их оценки применительно к элементам конструкции планера: автореф. дис. ... д-ра техн. наук. - М.: МГТУ ГА, 1995.
8. Борисов С.П. Прогнозирование эксплуатационной циклической повреждаемости легких сплавов в элементах конструкций воздушных судов: автореф. дис. ... д-ра техн. наук. - М.: МГТУ ГА, 1998.
9. Гинко И.Б., Шунаев В.П. Нестеренко Г.И. Результаты испытаний образцов из обшивочных листов Д16АТВ из материала в состоянии поставки и после длительной эксплуатации. - М.: АООТ АНТК им. Туполева, 1998.
10. Басов В.Н, Нестеренко Б.Г., Нестеренко Г.И., Петрусенко В.Г. Влияние длительной эксплуатации самолетов на прочностные характеристики материалов // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности судов, № 141, 2009. - С. 38 - 48.
11. Салимон С.Р. Коррозионные повреждения и электрохимический мониторинг деградации свойств сплава Д16АТ после воздействия среды и нагрузок функционирования: автореф. дис. ... канд. техн. наук. - М.: Московский государственный институт стали и сплавов, 2001.
12. Махутов Н.А., Нестеренко Г.И., Ботвина Л.Р., Нестеренко Б.Г. и др. Экспериментальное исследование влияния длительной эксплуатации самолетов на трещиностойкость материалов их конструкций. Отчет ЦАГИ и ИМАШ РАН, 2003.
13. Головатюк Ю.В. Определение физико-механических характеристик для оценки деградации алюминиевых сплавов типа Д16 и В95 после длительной эксплуатации: автореф. дис. ... канд. техн. наук. - Львов: Физико-механический институт имени Г.В. Карпенко, НАН Украины, 2009.
EXPERIMENTAL STUDY ON DEGRADATION OF AIRPLANE STRUCTURES STRENGTH
Nesterenko B.G.
Generalized results of studies on effect of airplane structures long operation on mechanical, fatigue and crack resistance properties of structural aluminum alloys.
Сведения об авторе
Нестеренко Борис Григорьевич, 1977 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат технических наук, докторант ИМАШ РАН, автор более 40 научных работ, область научных интересов - механика разрушения.
