CC BY
119
УДК 629.7.023: 539.43
ПРОЦЕДУРА АНАЛИЗА ПРИЧИН УСТАЛОСТНЫХ ПОВРЕЖДЕНИЙ ПРИ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЯХ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ
В.Е. СТРИЖИУС
По заказу редакционной коллегии
Предложена процедура анализа причин усталостных повреждений при ресурсных испытаниях элементов авиационных конструкций, позволяющая в значительной степени снизить риск принятия ошибочных решений по результатам такого анализа.
Ключевые слова: ресурсные испытания, усталостные повреждения, элементы авиационных конструкций.
1. Введение
Известно, что важнейшее значение при оценке ресурсных характеристик основных силовых элементов авиационных конструкций имеют результаты ресурсных (усталостных) испытаний. Именно по результатам ресурсных испытаний принимаются технические решения по ремонтам, доработкам и конструктивным изменениям элементов авиаконструкций. От правильности таких решений в значительной степени зависит не только безопасность эксплуатации самолетов, но и экономическая эффективность их эксплуатации.
Однако, несмотря на всю важность результатов ресурсных испытаний, в большинстве самолетостроительных ОКБ и отраслевых НИИ анализ таких результатов выполняется обычно в очень сжатые строки, без всестороннего рассмотрения всех возможных причин усталостных повреждений, при этом какие-либо научно обоснованные процедуры подобного анализа практически отсутствуют. Подобная практика может привести (и очень часто приводит) к принятию серьезных ошибочных решений по ремонтам, доработкам и конструктивным изменениям элементов авиаконструкций.
С целью достижения определенного прогресса в решении рассматриваемой проблемы в настоящей статье предложена процедура анализа причин усталостных повреждений при ресурсных испытаниях элементов авиационных конструкций, применение которой позволяет значительно снизить риск принятия ошибочных решений по результатам такого анализа.
2. Основные положения процедуры анализа усталостных повреждений при ресурсных испытаниях элементов авиаконструкций
По результатам обобщения опыта, накопленного отечественными самолетостроительными ОКБ и отраслевыми НИИ при анализе усталостных повреждений при ресурсных испытаниях элементов авиаконструкций, можно рекомендовать 8 направлений такого анализа.
1. Направление "A": Анализ напряженно-деформированного состояния (НДС) конструктивного элемента в зоне повреждения.
2. Направление "В": Анализ конструктивно-технологических особенностей элемента.
3. Направление "С": Анализ консервативности программы ресурсных испытаний.
4. Направление "Б": Анализ реализации программы ресурсных испытаний.
5. Направление "Е": Анализ несоответствий составных частей.
6. Направление "Б": Анализ несоответствий сборки.
7. Направление "О": Фрактографический анализ излома усталостного повреждения.
8. Направление "Н": Анализ практики (аналогичных по назначению конструктивных решений) по другим самолетам.
Предлагается следующий порядок (пошаговая процедура) дальнейших работ:
Шаг 1. Определение возможных (потенциальных) причин обнаруженного усталостного повреждения по направлениям "А" - "Н" анализа.
Шаг 2. Оценка вероятностей потенциальных причин по направлениям "А" - "Н" анализа.
Шаг 3. Выделение наиболее вероятных причин.
Шаг 4. Детальный анализ наиболее вероятных причин.
Шаг 5. Выводы о причинах обнаруженного усталостного повреждения.
Шаг 6. Подготовка рекомендаций по ремонту объекта ресурсных испытаний, дополнению раздела "Ограничения летной годности" самолета (осмотров или доработке) эксплуатирующихся самолетов и изменению конструкции для самолетов, находящихся в производстве.
Ниже, на примере анализа усталостного повреждения (трещины) сегмента силового шпангоута фюзеляжа отечественного транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины (рис. 1, 2), представлено детальное описание пошаговой процедуры анализа.
Рис. 1. Общий вид зоны усталостного повреждения сегмента силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета
Рис. 2. У сталостная трещина сегмента силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола
3. Детальное описание пошаговой процедуры
Шаг 1. Определение возможных (потенциальных) причин усталостного повреждения по направлениям "А " — "Н" анализа
Определение возможных (потенциальных) причин обнаруженного усталостного повреждения по направлениям "А" - “Н” анализа выполняется на основе инженерного анализа специалистами по усталостной прочности и живучести авиаконструкций. Как правило, такие специалисты должны обладать необходимыми знаниями и достаточно большим опытом в области анализа результатов ресурсных испытаний элементов авиаконструкций.
В табл. 1-8, представлены перечни потенциальных причин рассматриваемого усталостного повреждения по направлениям "А" - "Н" анализа.
Шаг 2. Оценка вероятностей потенциальных причин
Оценка вероятностей потенциальных причин усталостного повреждения выполняется в два этапа.
1. Предварительная оценка вероятности ("да" или "нет").
2. Количественная оценка вероятности (по 5-балльной шкале).
Результаты оценки вероятностей потенциальных причин рассматриваемого усталостного повреждения по направлениям "А" - "Н" анализа также представлены в табл. 1-8.
Таблица 1
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "А" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "А": Анализ НДС конструктивного элемента в зоне повреждения Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Высокий уровень номинальных растягивающих напряжений Да 4
Наличие дополнительного геометрического концентратора в месте повреждения Нет --
Наличие высоких напряжений смятия в заклепочном соединении Да 3
При расчетной оценке усталостной долговечности соединения не были учтены напряжения сдвига Да 2
Таблица 2
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "В" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "В": Анализ конструктивнотехнологических особенностей элемента Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Неправильный выбор материала сегмента шпангоута Нет --
Неправильный выбор зоны (места расположения) соединения полки сегмента шпангоута и кронштейна Да 4
Неправильный выбор типа и параметров соединения Нет --
Таблица 3
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "С" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "С": Анализ консервативности программы ресурсных испытаний Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Нагрузки (напряжения) при ресурсных испытаниях выше, чем в условиях типовой эксплуатации Нет --
Таблица 4
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "Б" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "Б": Анализ реализации программы ресурсных испытаний Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Нагрузки (напряжения) при ресурсных испытаниях выше, чем заданные в программе испытаний Нет --
При испытаниях к сегменту шпангоута прикладывались какие-либо дополнительные нагрузки, не предусмотренные программой испытаний Нет --
Таблица 5
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "Е" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "Е": Анализ несоответствий составных частей Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Наличие отклонений от КД в сегменте шпангоута Нет --
Наличие отклонений от КД в кронштейне крепления панели пола Нет --
Таблица 6
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "Б" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "Г": Анализ несоответствий сборки Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Наличие отклонений в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола Да 3
Таблица 7
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "О" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "О": Фрактографический анализ излома Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Наличие фреттинг - коррозии в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола Да 5
Таблица 8
Определение наиболее вероятных потенциальных причин усталостного повреждения по направлению "Н" анализа
Усталостное повреждение: Усталостная трещина в сегменте силового шпангоута фюзеляжа транспортного самолета в зоне заклепочного соединения с кронштейном крепления панели пола пассажирской кабины
Направление "Н": Анализ практики по другим самолетам Потенциальные причины Предварительная оценка вероятности потенциальной причины Количественная оценка вероятности потенциальной причины (по 5-балльной шкале)
Конструктивное решение соединения сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола на рассматриваемом самолете имеет значительные отличия от аналогичных (по назначению) решений на других самолетах Да 5
Шаг 3. Выделение наиболее вероятных причин
Перечень наиболее вероятных потенциальных причин рассматриваемого усталостного повреждения (причин, имеющих вероятность 3 балла и выше - табл. 1-8) представлен ниже.
1. Высокий уровень номинальных растягивающих напряжений.
2. Наличие высоких напряжений смятия в заклепочном соединении.
3. Неправильный выбор зоны (места расположения) соединения полки сегмента шпангоута и кронштейна.
4. Наличие отклонений в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола.
5. Наличие фреттинг-коррозии в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола.
6. Конструктивное решение соединения сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола на рассматриваемом самолете имеет значительные отличия от аналогичных (по назначению) решений на других самолетах.
Шаг 4. Детальный анализ наиболее вероятных причин
Детальный анализ наиболее вероятных потенциальных причин производится отдельно, с привлечением необходимого объема дополнительных материалов. Результаты детального анализа представлены в табл. 9.
Таблица 9
Результаты детального анализа наиболее вероятных причин
Вероятная причина Результаты детального анализа
Высокий уровень номинальных растягивающих напряжений Не подтвержден детальным анализом НДС с использованием данных тензометрии
Наличие высоких напряжений смятия в заклепочном соединении Не подтверждено детальным анализом НДС
Неправильный выбор зоны (места расположения) соединения полки сегмента шпангоута и кронштейна Подтверждено анализом НДС
Наличие отклонений в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола Подтверждено фрактографическим анализом излома
Наличие фреттинг-коррозии в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола Подтверждено фрактографическим анализом излома
Конструктивное решение соединения сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола на рассматриваемом самолете имеет значительные отличия от аналогичных (по назначению) решений на других самолетах Подтверждено сравнительным анализом аналогичных (по назначению) конструктивных решений
Шаг 5. Выводы о причинах обнаруженного усталостного повреждения
По результатам детального анализа наиболее вероятных потенциальных причин сделаны выводы о причинах обнаруженного усталостного повреждения. К таким причинам отнесены следующие:
1. Неправильный выбор зоны (места расположения) соединения внутреннего пояса сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола. Конструктивное решение соединения на рассматриваемом самолете имеет значительные отличия от аналогичных (по назначению) решений на других самолетах.
2. Наличие производственных отклонений в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола (наличие глубоких кольцевых рисок в отверстиях под крепеж).
3. Наличие фреттинг-коррозии в соединении сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола, отсутствие каких-либо превентивных антифреттинговых мероприятий при выполнении соединения.
Шаг 6. Подготовка рекомендаций по ремонту объекта ресурсных испытаний, дополнению раздела "Ограничения летной годности" для эксплуатирующихся самолетов и изменению конструкции для самолетов, находящихся в производстве
На основе сделанных выводов подготовлены рекомендации по ремонту объекта ресурсных испытаний, дополнению раздела "Ограничения летной годности" для эксплуатирующихся самолетов и изменению конструкции для самолетов, находящихся в производстве.
Рекомендации по ремонту объекта ресурсных испытаний
Левый борт (с обнаруженным усталостным повреждением)
1. Демонтаж соединения полки сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола (выполнен при вырезке излома усталостного повреждения).
2. Установка ремонтной накладки на внутреннюю полку сегмента шпангоута.
Правый борт (без повреждений)
3. Выполнить доработку, аналогичную доработке эксплуатирующихся самолетов.
Рекомендации по дополнению раздела "Ограничения летной годности" для эксплуатирующихся самолетов
1. Разработчику выпустить КД на доработку правого и левого борта фюзеляжа. Доработка должна включать:
• демонтаж соединения внутреннего пояса сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола;
• разделку отверстий (от демонтированных заклепок), установку в отверстия титановых болтов с гарантированным натягом;
• перепроектирование кронштейна крепления панели пола и соединение его со стенкой сегмента шпангоута в зоне минимальных напряжений с обеспечением превентивных антифрет-тинговых мероприятий (установка кронштейна на герметике).
2. Изготовителю выпустить сервисный бюллетень на доработку эксплуатирующихся самолетов.
3. Разработчику определить предельную наработку эксплуатирующихся самолетов, при которой должна быть выполнена описанная выше доработка Тдор=К / п, где N - наработка при ресурсных испытаниях, при которой обнаружено усталостное повреждение; п - нормированный коэффициент надежности.
Рекомендации по изменению конструкции для самолетов, находящихся в производстве
1. Разработчику выпустить КД на изменение конструкции соединения полки сегмента шпангоута и кронштейна крепления панели пола. Изменение должно включать:
• исключение крепежных отверстий на внутреннем поясе сегмента шпангоута для соединения с кронштейном крепления панели пола;
• перепроектирование кронштейна крепления панели пола и соединение его со стенкой сегмента шпангоута в зоне минимальных напряжений с обеспечением превентивных антифрет-тинговых мероприятий (установка кронштейна на герметике).
Следует отметить, что по результатам оперативного «экспресс-анализа» обнаруженного усталостного повреждения основной причиной повреждения был признан высокий уровень номинальных растягивающих напряжений в зоне соединения сегмента шпангоута с кронштейном.
С целью уменьшения указанных напряжений для доработки эксплуатирующихся самолетов и для самолетов, находящихся в производстве, было рекомендовано установление дополнительной накладки на внутренний пояс сегмента шпангоута.
PROCEDURE OF THE ANALYSIS OF THE REASONS OF FATIGUE DAMAGES AT FATIGUE TESTS OF AIRFRAME STRUCTURAL ELEMENTS
Strizhius V.E.
Procedure of the analysis of the reasons of fatigue damages at fatigue tests of airframe structural elements is offered. Application this procedure allows substantially to lower risk of acceptance of erroneous decisions by results of such analysis.
Key words: resource tests, fatigue damage, elements of aircrafts.
Сведения об авторе
Стрижиус Виталий Ефимович, 1951 г.р., окончил ХАИ (1974), доктор технических наук, заместитель главного инженера ООО «Прогресстех», автор более 40 научных работ, область научных интересов - усталость элементов авиационных конструкций при сложном программном нагружении; методы определения ограничений летной годности для основной силовой конструкции самолета.
