CC BY
392
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
УДК 629.7.015.7: 539.433
МЕТОДИКА РАСЧЕТОВ НА УСТАЛОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РЕЙТИНГОВ УСТАЛОСТИ
В.Е. СТРИЖИУС
По заказу редакционной комиссии
Разработана методика, синтезирующая наиболее удачные положения современных отечественных и зарубежных методов расчета на усталость элементов авиационных конструкций. Методика позволяет значительно упростить и повысить точность расчетов на усталость.
1. Введение
Современная практика обеспечения безопасности и экономической эффективности самолетов транспортной категории потребовала значительного повышения объема и качества расчетов на усталость элементов основной силовой конструкции самолетов.
Кроме обязательных оценок усталостной прочности всех основных силовых элементов (ОСЭ) конструкции самолетов, предъявляются практически идентичные требования к объему и качеству расчетов на усталость всех конструктивно-важных элементов (КВЭ), усталостные повреждения и разрушения которых напрямую не приводят к созданию аварийных или катастрофических ситуаций с самолетом, но оказывают чрезвычайно существенное влияние на показатели экономической эффективности эксплуатации самолетов.
Очевидно, что для успешного выполнения таких оценок, применяемые методы расчета на усталость ОСЭ и КВЭ должны отвечать целому ряду требований, главными из которых являются следующие:
универсальность (возможность расчета на усталость всех основных типов конструктивных
элементов);
ростота применения;
приемлемая точность результатов расчета;
возможность программирования основных расчетных уравнений и соотношений.
Известно, что зарубежные самолетостроительные фирмы придают огромное значение совершенствованию старых и разработке и внедрению новых методов расчета на усталость. По результатам обзора и анализа опубликованных данных (в частности, [20-22]) о методах расчета на усталость, применяемых зарубежными самолетостроительными фирмами, можно сделать вывод, что эти методы в основном отвечают требованиям, перечисленным выше.
Что касается отечественных самолетостроительных ОКБ и отраслевых НИИ, можно констатировать, что, несмотря на многообразие применяемых методов и методик расчетов на усталость (в том числе достаточно сложных и наукоемких [10, 14-15]), методов, отвечающих всем перечисленным выше требованиям, в отечественных самолетостроительных ОКБ и отраслевых НИИ, к сожалению, не создано.
Отсутствие подобных методов становится значительным препятствием, не позволяющим решать чрезвычайно важную практическую задачу проектирования и эксплуатации транспортных самолетов: получать надежные оценки усталостных характеристик элементов авиационных конструкций при использовании минимальных значений коэффициентов запаса.
В настоящей работе на основе анализа и использования результатов работ [7, 9-11, 14-15, 20-22] сформулированы основные положения методики расчетов на усталость элементов авиационных конструкций, отвечающей перечисленным выше требованиям и позволяющей значительно упростить и повысить точность расчетов на усталость.
2. Термины и определения
Kt - теоретический коэффициент концентрации напряжений, определяемый по номинальным напряжениям в сечении «брутто»;
оэкв - эквивалентное напряжение полетного спектра нагружения рассматриваемого элемента или максимальное значение отнулевого цикла напряжения (номинальное напряжение в сечении «брутто», эквивалентного по вносимому усталостному повреждению одному типовому полету (или одному полетному спектру нагружения);
or - рейтинг усталости или максимальное напряжение отнулевого цикла (номинальное напряжение в сечении «брутто»), при котором усталостная долговечность рассматриваемого элемента конструкции равна 105 циклов (параметр or по своей физической сути полностью идентичен параметру DFR (Damage Fatigue Rating) - рейтингу усталостного повреждения, введенному в свое время в практику расчетов на усталость фирмой “Boeing”[21]);
oRo - «базовое» значение рейтинга усталости or;
N - усталостная долговечность рассматриваемого элемента (в полетах);
Nc - расчетная усталостная долговечность рассматриваемого элемента (в полетах);
h - коэффициент запаса (надежности);
kh k2, k3, k4, k5, k6 - коэффициенты коррекции значений oro, учитывающие влияние на усталость конструктивно-технологических особенностей (параметров) элемента.
3. Основные положения методики расчетов на усталость
По результатам обзора и анализа современных отечественных [7, 9-11, 14-15] и зарубежных [20-22] методов расчета на усталость элементов авиационных конструкций следует признать наиболее удачными (по мнению автора настоящей статьи) следующие положения этих методов:
1. Расчет по номинальным напряжениям с использованием Kt - теоретического коэффициента концентрации напряжений в качестве одного из основных параметров элемента авиационной конструкции, определяющего его усталостную долговечность [7, 9, 11, 14, 20-22].
2. Использование в качестве основного расчетного уравнения усталости модифицированного уравнения, предложенного в работе [16] и использующего в качестве основного параметра параметр «рейтинг усталости», который был предложен в свое время фирмой “Boeing”[21].
3. Использование метода коррекции базовых значений рейтингов усталости с применением специальных коэффициентов, значения которых учитывают влияние на усталость элемента его конструктивно-технологических особенностей [21].
3.1. Расчетное уравнение усталости
Известно, что основным методом расчета на усталость элементов авиационных конструкций в отечественных самолетостроительных ОКБ является метод расчета по номинальным напряжениям.
Основным расчетным уравнением этого метода является уравнение кривой усталости рассматриваемого элемента при отнулевом нагружении:
(1)
которое в практических расчетах на усталость обычно используется в виде:
МоЩ?а = 10\
(1,а)
где ш0 и с0 - постоянные уравнения.
В работе [16] с целью значительного упрощения расчетов на усталость и повышения их точности предложена модификация уравнения (1,а) в виде
где Ш - показатель степени, принимаемый для рассматриваемого элемента.
Подразумевается, что значение этого показателя должно быть получено и принято как ос-редненное значение с использованием всего имеющегося в наличии объема экспериментальных результатов испытаний на усталость рассматриваемых конструктивных элементов или их конструктивно-подобных образцов, в том числе результатов испытаний при программном нагружении.
При этом также подразумевается, что значение показателя степени Ш в уравнении (2) может не совпадать со значением показателя степени Шо кривой усталости (1,а).
Очевидно, что в практических расчетах на усталость представляется крайне желательным использовать минимальное количество значений Ш для различных элементов авиаконструкций.
По результатам анализа имеющегося в наличии в настоящее время банка отечественных экспериментальных результатов испытаний на усталость различных конструктивных элементов и конструктивно-подобных образцов, изготовленных из различных полуфабрикатов отечественных алюминиевых сплавов, с учетом анализа результатов работы [16], можно сделать следующий вывод:
• в качестве значения показателя степени ш уравнения (2) при расчетах на усталость всего спектра конструктивных элементов планера отечественных транспортных самолетов может быть принято значение ш = 4.00.
3.2. Оценка значений Ое
Оценка значений о? может быть выполнена:
■ непосредственно по результатам испытаний на усталость конкретных элементов с конкретными концентраторами и технологическими особенностями;
■ аналитически с использованием имеющегося банка данных экспериментальных результатов испытаний на усталость различных образцов и натурных конструкций.
Очевидно, что первое направление оценки значений ок практически невыполнимо, поэтому в настоящей работе поддерживается второе из указанных выше направлений.
Для оценки значений а прежде всего должна быть выполнена классификация конструктивных элементов.
Очень часто многие исследователи все элементы авиационных конструкций условно делят на две большие группы:
1. Элементы с геометрическими концентраторами.
2. Соединения.
Группу элементов с геометрическими концентраторами в свою очередь можно разделить на следующие подгруппы:
■ элементы со свободными отверстиями;
■ элементы с геометрическими вырезами;
или
N ха;й = 105 х К )т
N = 105 х (аК /а,ё&)т,
(2)
■ проушины:
Как уже отмечалось выше, в настоящей работе для оценки значений Ск выбран аналитический подход с использованием имеющегося банка данных экспериментальных результатов испытаний на усталость различных образцов и натурных конструкций. Этот подход применяется многими исследователями, в частности, в работе [20] с использованием подобного подхода корректируются значения теоретических коэффициентов концентрации напряжений К для различных типов соединений.
В работе [21] определяются и корректируются с использованием специальных коэффициентов коррекции базовые значения Ск - Ск0.
В настоящей работе поддерживается направление, представленное в работе [21]. Предлагаются следующие соотношения для аналитической оценки значений Ск указанных выше групп и подгрупп элементов:
■ для элементов со свободными отверстиями:
Ск = СК0 х к1 , (3)
■ для элементов с геометрическими вырезами:
Ск = СК0 Х к2 , (4)
■ для проушин:
Ск = СК0 Хк3 , (5)
■ для соединений:
Ск = сК0 хк1 х к3 хк4 х к5 х к6, (6)
где Ояо - «базовые» значения рейтинга усталости для каждой из указанных выше групп и подгрупп элементов, которые предполагается определять непосредственно по результатам испытаний на усталость конкретных элементов;
к\, к2, к3, к4, к5, к6 - коэффициенты коррекции значений О5?0, определяемые с использованием имеющегося банка данных экспериментальных результатов испытаний на усталость различных образцов и натурных конструкций.
4. Оценка значений О для элементов с геометрическими концентраторами
В настоящем разделе приведено описание процедуры оценки значений О для элементов авиационных конструкций с геометрическими концентраторами, а именно:
■ для элементов со свободными отверстиями;
■ для элементов с геометрическими вырезами;
■ для проушин.
Соотношения для оценки О для рассматриваемых элементов приведены выше (уравнения
(3)-(5)).
В подразделах 4.1-4.3 приведены методика и примеры определения значений Оц0 в зависимости от типа элемента и коэффициента концентрации напряжений К
В разделе 6 приведены описание, методика определения и примеры определения значений некоторых коэффициентов коррекции значений Оц0.
4.1. Оценка значений Ояо для элементов со свободными отверстиями
Значения О0 для элементов со свободными отверстиями предлагается определять непосредственно по результатам испытаний на усталость рассматриваемых конструктивных элементов.
В табл. 1 приведен пример оценки значений О0 для конструктивных элементов со свободными отверстиями (К=3.1, прессованная панель Д16чТ).
Таблица 1
Значения Ск0 (МПа) для конструктивных элементов со свободными отверстиями: К=3.1, полоса из прессованной панели Д16чТ (использованы данные работ [3, 7, 16, 19])
Сверление по разметке Сверление + развертывание по кондуктору Сверление + развертывание + «холодное» упрочнение отверстий
122.1 135.7 161.5
4.2. Оценка значений Оя0 для элементов с геометрическими вырезами
Значения Ск0 для элементов с геометрическими вырезами предлагается определять с использованием графических зависимостей Ск0 - Кь которые являются ключевыми зависимостями предлагаемой в настоящей работе методики. Такие зависимости предлагается строить при следующем основном допущении: зависимость Ск0 - К может быть аппроксимирована уравнением:
Ско = а + Ь / К . (7)
Подобное допущение сделано по результатам анализа и обработки экспериментальных данных по усталости элементов с различными геометрическими концентраторами [9, 13, 22].
Постоянные а и Ь уравнения (7) должны определяться на основании обработки известных экспериментальных данных.
На рис. 1 приведен пример графической зависимости Ск0 = а+Ь/К для оценки значений Ск0 конструктивных элементов с геометрическими вырезами из прессованной панели Д16чТ.
Рис. 1. Зависимость Ся0 • К для элементов с геометрическими вырезами, проушин и соединений из прессованных полуфабрикатов сплава Д16чТ
Для рассматриваемых элементов может быть также построена зависимость типа oR0 = с / Kt, широко используемая в настоящее время при расчетах на усталость специалистами отечественных самолетостроительных ОКБ и основанная на результатах работы [10]. Пример такой зависимости и сравнение ее с предлагаемой в настоящей работе зависимостью типа oR0 = a+b/Kt приведены также на рис. 1. Как видно из результатов сравнения, представленные зависимости значительно различаются друг от друга, прежде всего в области малых (Kt < 2) и в области больших (Kt > 5) значений Kt . Известно, что именно в этих областях значений Kt при использовании зависимости типа oR0 = с / Kt допускаются явные ошибки.
4.3. Оценка значений Ок0 для проушин
Оценку значений oR0 для проушин предлагается выполнять с использованием тех же графических зависимостей oR0 - Kt, которые предложены выше для оценки значений oR0 конструктивных элементов с геометрическими вырезами (см. рис.1)..
5. Оценка значений Ок для соединений
Соединения элементов авиационных конструкций можно классифицировать на две категории:
■ слабонагруженные соединения - соединения, практически непередающие нагрузки;
■ нагруженные соединения - соединения, передающие значительные нагрузки.
Оценку значений oR для соединений предлагается производить с использованием уравнения (6).
В подразделах 5.1-5.2 приведены методика и примеры определения значений oR0 - «базовых» значений oR для двух указанных выше категорий соединений.
5.1. Оценка значений oR0 для слабонагруженных соединений
Значения oR0 для слабонагруженных соединений предлагается определять непосредственно по результатам испытаний на усталость рассматриваемых конструктивных элементов.
В табл. 2 приведен пример оценки значений oR0 для слабонагруженных соединений элементов из прессованных полуфабрикатов (панель, профиль) сплава Д16чТ.
Таблица 2
Значения oR0 для слабонагруженных соединений (Д16чТ, использованы данные работ [3, 7, 14, 16])
Тип соединения Sro, МПа
Одиночная крепежная точка 156.1
Однорядный крепеж 164.2
Многорядный крепеж 156.1
5.2. Оценка значений sR0 для нагруженных соединений
Оценку значений sR0 для нагруженных соединений предлагается выполнять с использованием описанных выше графических зависимостей sR0 - Kt, пример одной из которых приведен на рис. 1. В качестве Kt для нагруженных соединений должен использоваться специальный коэффициент Kt joint - теоретический коэффициент концентрации напряжений для соединений.
Оценка коэффициентов концентрации напряжений для соединений
Оценку значений коэффициентов концентрации напряжений для соединений предлагается выполнять с использованием соотношения, приведенного в работе [20]:
где:
і аёп 1 2
Согласно [20] напряжения <о и о2 определяются с использованием следующих соотношений:
АР га
О =---хК., хв
1 1 х й 1Ь
и
Р г
&2 = у х ^ ,
где:
■ АР - нагрузка, передаваемая через крепежную точку;
■ Р - общая нагрузка на элемент;
■ . - толщина пластины;
■ й - диаметр крепежа;
■ Кь - коэффициент концентрации напряжений, определяемый по номинальным напряжениям смятия;
■ К1г - коэффициент концентрации напряжений, определяемый по номинальным напряжениям в сечении брутто;
■ в- градиент напряжения по толщине пластины;
■ £ - площадь поперечного сечения пластины.
Значения коэффициентов К1Ь, К1ё,в для различных типов нагруженных соединений могут быть определены по данным, приведенным в работе [20].
6. Определение значений коэффициентов коррекции
По результатам многочисленных исследований [1-4, 6-7, 14, 17-19] влияния на усталость различных конструктивно-технологических параметров (особенностей) элементов авиационных конструкций можно выделить параметры, оказывающие наиболее значительное влияние на усталость. К таким параметрам можно отнести следующие:
■ для всех элементов:
о степень компенсации по толщине в зоне стыка (соединения) элементов или в зоне геометрического концентратора;
■ для элементов с геометрическими концентраторами:
о качество обработки поверхности элемента, наличие или отсутствие поверхностного упрочнения, химического фрезерования и т.п.;
■ для соединений:
о степень заполнения отверстия крепежным элементом;
о тип сплава, тип полуфабриката, термообработка, качество обработки поверхности соединяемых элементов; о глубина зенковки отверстий под крепеж; о уровень осевой затяжки болтов.
Количественная характеристика влияния перечисленных параметров на усталость может быть выражена через значения специальных коэффициентов коррекции величин базовых рейтингов усталости Око.
Ниже приведено описание, методика определения и примеры определения значений предлагаемых коэффициентов коррекции.
6.1. Описание коэффициентов коррекции
В табл. 3 приведено описание коэффициентов коррекции k\, k2, k3, k4, k5, k6 значений Oro.
Таблица 3
Описание коэффициентов коррекции
Применимость Коэффициент коррекции Описание
Все элементы к\ Коэффициент, учитывающий степень компенсации по толщине в зоне стыка (соединения) элементов или в зоне геометрического концентратора
Элементы с геометрическими концентраторами к2 Коэффициент, учитывающий качество обработки поверхности элемента. Учитывает различную шероховатость поверхности, наличие или отсутствие процессов поверхностного упрочнения, химического фрезерования и т.п.
Соединения кз Коэффициент, характеризующий степень заполнения отверстия крепежным элементом. Этот коэффициент зависит от материала соединяемых деталей, материала и типа крепежного элемента
к4 Коэффициент, учитывающий влияние на усталость соединения типа сплава, типа полуфабриката, термообработки, качества обработки поверхности соединяемых элементов
к5 Коэффициент, учитывающий влияние на усталость соединения глубины зенковки отверстий под крепеж
кб Коэффициент, учитывающий влияние на усталость соединения осевой затяжки болтов (отличной от стандартной)
6.2. Методика определения значений коэффициентов коррекции
Оценку значения коэффициента коррекции к\ предлагается производить с использованием следующего соотношения:
к1 = І6і / І>
где:
■ Іфл - толщина фланца (с учетом компенсации по толщине) в зоне стыка (соединения) или геометрического концентратора;
■ і - толщина элемента в номинальном сечении.
Для определения значений коэффициентов коррекции к2, к3, к4, к5, к6 предлагается следующее соотношение:
1 * , * кі = °К /Ой0 ,
где:
■ к - значение какого-либо из коэффициентов коррекции;
■ О*ко - рейтинговое значение уровня эквивалентных номинальных напряжений программы испытаний, при котором экспериментальная усталостная долговечность рассматриваемого элемента конструкции (или его конструктивно-подобного образца) в состоянии, близком к «базовому», равна 105 циклов;
■ о*к - рейтинговое значение уровня эквивалентных номинальных напряжений программы испытаний, при котором экспериментальная усталостная долговечность рассматриваемого элемента конструкции (или его конструктивно-подобного образца) в состоянии, отражающем влияние на усталость фактора, характеризуемого коэффициентом коррекции к.1, также равна 105 циклов.
Таким образом, определение значений коэффициентов коррекции основано на использовании статистического материала - результатов, предшествующих испытаний элементов авиационных конструкций или опыта предшествующей эксплуатации. Именно это позволяет обеспечить достаточную точность определения значений коэффициентов и, в целом, точность последующих расчетов на усталость. Очевидно, что в случае недостаточной точности расчетов, значения коэффициентов коррекции должны быть уточнены.
6.3. Примеры определения значений коэффициентов коррекции
В настоящем разделе приведены примеры определения значений некоторых коэффициентов коррекции для отдельных элементов авиационных конструкций из различных полуфабрикатов алюминиевого сплава Д16чТ - (табл. 4-6).
Таблица 4
Значения коэффициента коррекции к2 (качество обработки поверхности) (использованы данные работ [3, 7, 17-18])
Сплав Полуфабрикат Без поверхностного упрочнения Дробеметное упрочнение
Ка 12.5 Ка 6.3 Ка 3.2 Хим. травление
Д16чТ Плита 1.00 1.05 1.10 0.95 1.15
Прессованная панель 0.95 1.00 1.05 -- 1.15
Таблица 5а
Значения коэффициента коррекции к3 (степень заполнения отверстия) для заклепочных соединений листов Д16чТ (использованы данные работ [1, 3, 4, 7, 14, 17, 19])
Материал заклепки Тип заклепки Отверстия без упрочнения «Холодное» упрочнение отверстий
В65 С плоско-скругленной головкой, без компенсатора 1.05 1.15
С зенкованной головкой, без компенсатора 1.05 1.15
С плоско-скругленной и зенкованной головками, с компенсатором 1.15 --
Универсальная 1.25 --
Стержневая 1.50 --
Таблица 5б
Значения коэффициента коррекции к3 (степень заполнения отверстия) для болтовых соединений листов Д16чТ (использованы данные работ [1, 3, 4, 7, 14, 17, 19])
Сплав Материал крепежа Отверстия без упрочнения «Холодное» упрочнение отверстий
Н11, Н12, Н14 Точная развертка, переходная посадка Посадка с натягом Точная развертка, Переходная посадка
Д16чТ Титан, сталь 0.80 0.85 1.05 1.10
Таблица 6а
Значения коэффициента коррекции к5 в зависимости от относительной глубины Iзенк/ ^иста зенковки отверстия (использованы данные работ [2, 3, 7, 17])
Заклепки (£3 < 1.15^ і и болты (£3 < 1.05)
їзенк/ їлиста 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0
1.00 0.98 0.97 0.95 0.92 0.90
Таблица 6б
Значения коэффициента коррекции к5 в зависимости от относительной глубины 1зенк/ ^иста зенковки отверстия (использованы данные работ [2, 3, 7, 17])
Заклепки (£3 > 1.15' і и болты (£3 > 1.05)
їзенк/ Ілиста 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0
1.00 1.00 1.00 1.00 1.00 0.98
7. Апробация методики
Предлагаемая в настоящей работе методика апробирована при расчетах на усталость основных силовых элементов конструкции фюзеляжа самолета 881-100. Полученные результаты расчетов хорошо совпали с результатами испытаний на усталость натурных панелей фюзеляжа самолета 881-100 и подтвердили ожидаемое увеличение точности расчетов.
8. Коэффициенты запаса (надежности)
При оценках ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций должны применяться коэффициенты запаса (надежности) ).
Расчетная усталостная долговечность рассматриваемого элемента (в полетах) Ыс определяется с использованием следующего соотношения:
Ыс =N/).
Известно, что коэффициент запаса должен состоять как минимум из трех множителей, учитывающих разброс усталостных свойств материала, применяемую концепцию проектирования по условиям усталостной прочности и доступность контроля (осмотра) элемента в эксплуатации. В табл. 7 приведены значения суммарного коэффициента запаса ), предлагаемые в настоящей работе для различных элементов авиационных конструкций.
Таблица 7
Значения коэффициента запаса ) для различных элементов авиационных конструкций
Концепция проектирования Описание конструкции Коэффициент запаса ц
Допустимость повреждений Конструкция, осмотр и ремонт которой не затруднены 4.0
Допустимость повреждений Конструкция, осмотр которой затруднен, однако, не требующая длительных ремонтов 4.5
Допустимость повреждений Зоны конструкции, подверженные усталостным повреждениям и требующие длительных ремонтов 5.0
Безопасный ресурс Все основные силовые элементы конструкции 5.0
9. Выводы
1. Разработана методика, синтезирующая наиболее удачные положения современных отечественных и зарубежных методов расчета на усталость элементов авиационных конструкций.
2. Методика позволяет значительно упростить и повысить точность расчетов.
3. Предложены процедуры и методы определения параметров основного расчетного уравнения усталости методики.
4. Несомненным достоинством методики является ее универсальность: с помощью предложенной методики можно выполнять расчеты на усталость всех основных типов элементов авиационных конструкций.
5. Точность расчетов с использованием предлагаемой методики обеспечивается двумя основными факторами:
■ основные положения методики обоснованы экспериментом;
■ методика определения параметров расчетного уравнения усталости также основана на использовании прежде всего экспериментальных статистических данных.
6. Приведены примеры определения значений параметров расчетного уравнения усталости для некоторых конструктивных элементов из отечественных алюминиевых сплавов.
7. Предлагаемая методика апробирована при расчетах на усталость основных силовых элементов конструкции фюзеляжа самолета 881-100. Полученные результаты расчетов подтвердили ожидаемое увеличение точности расчетов.
8. Для оценки ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций предложены значения коэффициентов запаса (надежности).
9. Очевидно, что основные уравнения и соотношения предлагаемой методики легко программируются. На основе предложенной методики могут быть разработаны практические методы расчета на усталость различных элементов авиаконструкций, которые, в свою очередь, могут войти в Руководство по расчетам на усталость для конструкторов отечественных ОКБ.
10. В настоящей работе приведены только отдельные фрагменты банка значений необходимых для расчетов параметров расчетного уравнения и значений коэффициентов коррекции. Выражается надежда, что дальнейшими исследованиями этот банк будет значительно пополнен.
ЛИТЕРАТУРА
1. Аксютин В.Д. Выносливость и герметичность соединений, выполненных потайными заклепками с компенсатором // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1.
2. Арсон Л.Д., Гребенников А.Г., Желдоченко В.Н., Стебенев В.Н. Исследование выносливости потайных болтовых стыков с натягом // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1.
3. Брондз Л. Д. Технология и обеспечение ресурса самолетов. - М.: Машиностроение, 1986.
4. Вигдорчик С.А. Конструктивно-технологические направления увеличения ресурса болтовых и заклепочных соединений // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1.
5. Вигдорчик С.А., Воронов В.Ф., Пширков В.Ф. Некоторые особенности выполнения болтовых соединений со сверхтугой посадкой // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1.
6. Воробьев А.З., Стебенев В.Н. Выносливость соединений, работающих на срез // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1.
7. Воробьев А.З., Олькин Б.И., Стебенев В.Н., Родченко Т.С. Сопротивление усталости элементов конструкций. - М.: Машиностроение, 1990.
8. Григорьев В.П., Ярковец А.И., Порошин С.Н. Жесткость и выносливость болтовых соединений с различным состоянием контакта соединяемых листов // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1.
9. Дрожжин В.Л. Системный подход обеспечения ресурса и функциональной способности стоек шасси летательных аппаратов // Труды ЦАГИ, 2001. Вып. 2645.
10. Лоим В.Б. Выносливость обшивки герметического фюзеляжа в зоне подкрепленного выреза // Труды ЦАГИ, 1971. Вып. 1318.
11. Расчетные характеристики конструкционных авиаматериалов (справочник) // Жуковский. Вып. 1. ЦАГИ,
1987.
12. Селихов А.Ф., Ушаков И.Е. Об одной особенности характеристик выносливости алюминиевых сплавов. Ученые записки ЦАГИ. Том XI, № 1, 1980.
13. Стебенев В.Н. Методика оценки сопротивления усталости соединений // Сопротивление усталости элементов авиаконструкций. - М., 1981.- (Тр. ЦАГИ, Вып. 2117).
14. Степнов М.Н., Гиацинтов Е.В. Усталость легких конструкционных сплавов. М.: Машиностроение, 1973.
15. Стрижиус В.Е. Модифицированное расчетное уравнение усталости элементов авиационных конструкций // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 119, 2007.
16. Хейвуд Р.Б. Проектирование с учетом усталости. - М.: Машиностроение, 1969.
17. Урбанский Ю.С., Беспалько В.Н. Упрочнение болтовых и заклепочных соединений из алюминиевых сплавов В95 и Д16-Т // Труды ЦАГИ. 1974. Вып. 1.
18. Ярковец А.И., Григорьев В.П., Громов В.Ф., Киселев Н.М., Кравченко Ю.А., Сироткин О.С., Фирсов В.А. Влияние технологии выполнения соединений на их ресурс // Труды ЦАГИ. 1974. Вып. 1.
19. Michael Chun-Yung Niu. Airframe Structural Design. Hong Kong Conmilit Press Ltd. 1988. P. 612.
20. Goranson Ulf G. Damage Tolerance Theory and Practice. Moscow Aeronautical University. September 8, 1997. Moscow, Republic of Russia.
21. Spencer Max. M. The Boeing 747 fatigue integrity program. In: “Advanced approaches to fatigue evaluation. Sixth ICAF symposium held of Miami Beach, Florida, May 13-14, 1971”. NASA SP - 309, 1972.
TECHNIQUE FOR FATIGUE LIFE ANALYSIS OF AIRCRAFT STRUCTURAL ELEMENTS WITH
USE OF FATIGUE RATINGS
Strizhius V.E.
The technique synthesizing the most successful positions of modem Russian and foreign methods for fatigue life analysis of aircraft structural elements is developed. The technique allows to simplify fatigue life analysis and increase considerably accuracy of calculations.
Сведения об авторе
Стрижиус Виталий Ефимович, 1951 г.р., окончил ХАИ (1974), доктор технических наук, начальник Департамента ресурса ЗАО «Гражданские самолеты Сухого», автор более 30 научных работ, область научных интересов - усталость элементов авиационных конструкций при сложном программном нагружении; методы определения ограничений летной годности для основной силовой конструкции самолета.
