Процедура оценки допускаемых напряжений в элементах планера самолета по условиям усталостной прочности конструкции Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

2010

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС

№ 153

УДК 629.7.018.4

ПРОЦЕДУРА ОЦЕНКИ ДОПУСКАЕМЫХ НАПРЯЖЕНИЙ В ЭЛЕМЕНТАХ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА ПО УСЛОВИЯМ УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ КОНСТРУКЦИИ

В.Е. СТРИЖИУС

Предложена пошаговая процедура оценки допускаемых напряжений в элементах планера транспортного самолета по условиям усталостной прочности конструкции, позволяющая детализировать и значительно уточнить результаты такой оценки. На примере оценки допускаемых напряжений для нижней панели крыла современного среднемагистрального пассажирского самолета в зоне дренажных (свободных) отверстий показано значительное различие результатов, получаемых с использованием предложенной процедуры и процедуры, применяемой в отечественных самолетостроительных ОКБ в настоящее время.

Ключевые слова: допускаемые напряжения, усталостная долговечность, элементы авиационных конструкций.

1. Введение

Хорошо известно, что одной из важнейших задач, решаемых при проектировании современных самолетов транспортной категории, является обоснованный выбор допускаемых напряжений в основных силовых элементах (ОСЭ) конструкции планера. Очевидно, что без правильного выбора допускаемых напряжений невозможно достичь одной из главных целей проектирования - обеспечить оптимальное соотношение между прочностью основной силовой конструкции и весовой эффективностью самолета.

"Внешне" процедура выбора допускаемых напряжений достаточно проста: для каждого ОСЭ в зоне рассматриваемого потенциально-критического места (ПКМ) необходимо выбрать наименьшее значение из 4-х значений напряжений:

• допускаемых напряжений по условиям обеспечения статической прочности;

• допускаемых напряжений по условиям обеспечения необходимой усталостной прочности и проектного ресурса;

• допускаемых напряжений по условиям обеспечения планируемых показателей по периодичности осмотров (контроля) ОСЭ в эксплуатации;

• допускаемых напряжений по условиям обеспечения необходимого уровня остаточной прочности при регламентированных повреждениях конструкции.

По своему техническому содержанию определение каждого из 4-х вышеперечисленных значений является достаточно сложной задачей, для решения которой требуются соответствующие методы и процедуры.

Оценка допускаемых напряжений в ОСЭ конструкции планера самолета по условиям обеспечения необходимой усталостной прочности и проектного ресурса является одной из главных задач, решаемых в процессе выбора допускаемых напряжений по условиям прочности. Как показывает практика проектирования, от успешного решения именно этой задачи во многом зависит весовая и экономическая эффективность самолета, так как размеры и конструктивнотехнологические решения более чем 30% деталей планера самолета определяются именно допускаемыми напряжениями по условиям усталостной прочности конструкции.

Для успешного решения этой задачи требуются не только специальные методы, но и достаточно рациональная процедура практического применения этих методов, позволяющая выполнять оценки допускаемых напряжений достаточно быстро и обоснованно.

Разработке и представлению такой процедуры и посвящена настоящая статья.

2. Процедура оценки допускаемых напряжений по условиям усталостной прочности конструкции с использованием расчетных кривых усталости (процедура I)

Очевидно, что порядок построения процедуры оценки допускаемых напряжений в ОСЭ конструкции планера самолета по условиям обеспечения усталостной прочности в значительной степени определяется применяемыми методами расчетов на усталость.

Процедура оценки допускаемых напряжений по условиям усталостной прочности конструкции, применяемая в отечественных самолетостроительных ОКБ в настоящее время, основана на методе расчета на усталость с использованием расчетных кривых усталости, имеющих вид:

Ка тков = 10С0, (1)

где N - усталостная долговечность рассматриваемого конструктивного элемента в типовых полетах;

аэкв - эквивалентное напряжение типового полета;

т0 и с0 - параметры расчетной кривой усталости для рассматриваемого конструктивного

элемента.

Собственно процедуру оценки допускаемых напряжений можно условно представить в виде последовательности 5-ти "шагов":

Шаг 1. Установление проектного ресурса планера самолета.

Шаг 5. Определение значения нормированного коэффициента надежности.

Шаг 3. Оценка уровня допускаемых эквивалентных напряжений типового полета.

Шаг 4. Оценка отношения Рэкв/Ррасч.

Шаг 5. Оценка уровня допускаемых расчетных напряжений.

2.1. Детальное описание пошаговой процедуры

Шаг 1. Установление проектного ресурса планера самолета

На шаге 1 должен быть установлен (зафиксирован) проектный ресурс Т (в полетах) планера самолета.

Шаг 2. Определение значения нормированного коэффициента надежности

При оценках ресурсных характеристик элементов авиационных конструкций должны применяться коэффициенты надежности ^. Значения коэффициентов надежности рекомендуемые в расчетах на усталость при использовании расчетных кривых усталости, приведены в МОС АП 25.571 [1] и обычно близки к значению ^ = 5.0.

Шаг 3. Оценка уровня допускаемых эквивалентных напряжений типового полета

Оценка уровня допускаемых эквивалентных напряжений типового полета в рассматриваемом элементе конструкции выполняется с использованием уравнения расчетной кривой усталости (1) элемента в виде:

а Г = т^10С° /(Т хЛ).

Шаг 4. Оценка отношения Рэк</Ррасч

Оценка отношения Рэкв/Ррасч является одним из ключевых шагов рассматриваемой процедуры и выполняется с использованием статистических данных или расчетным путем. Должна быть подготовлена циклограмма нагружения рассматриваемого конструктивного элемента в типовом полете и выполнен расчет Рэкв для этой циклограммы.

Шаг 5. Оценка уровня допускаемых расчетных напряжений

Оценка уровня допускаемых расчетных напряжений (допускаемых напряжений при расчетном уровне нагружения по условиям обеспечения требуемой усталостной долговечности конструкции) может быть выполнена с использованием соотношения:

_ ДОп _ _ ДОп /(р /Р ) (2)

^ расч ^ экв ' V экв ' расч / • \ /

Форма, в которой можно систематизировать все полученные расчетные результаты, представлена в табл. 1.

Таблица 1

Типовая форма представления основных результатов оценки допускаемых расчетных напряжений

Шаг 1 Т - проектный ресурс, полеты 50000 25000

Шаг 2 П - нормированный коэффициент надежности 5.0 5.0

Шаг 3 а доп - допускаемое эквивалентное напряжение типового полета, МПа 132.2 149.9

Шаг 4 Рэкв/Ррасч - отношение эквивалентной и расчетной нагрузок 0.5 0.5

Шаг 5 а расч - уровень допускаемых расчетных напряжений, МПа 264.4 299.8

Если анализировать представленную выше процедуру "в общем", можно отметить, что она обладает несомненными достоинствами - простотой построения и небольшим объемом данных, требуемых для расчетов. Это особенно важно на этапе эскизного проектирования, когда необходимо выполнить "сайзинг" конструктивного элемента при минимальном объеме исходных данных.

Однако, очевидно, что для этапа рабочего проектирования процедура имеет целый ряд существенных недостатков, главными из которых являются следующие.

1. Очевидно, что точность оценок допускаемых напряжений в ОСЭ конструкции планера самолета по условиям обеспечения усталостной прочности в значительной степени зависит от точности применяемых методов расчетов на усталость. Методы расчета усталостной долговечности, используемые в представленной процедуре, предполагают наличие расчетных кривых усталости для всех рассматриваемых ОСЭ. Такого наличия расчетных кривых усталости для большинства типовых элементов планера самолета в настоящее время, к сожалению, нет даже на этапе рабочего проектирования. Наиболее широко применяемое допущение в таком случае -это использование расчетной кривой усталости для полосы с отверстием в качестве расчетной кривой усталости для всех типовых элементов конструкции, в том числе для соединений. Естественно, что подобное допущение приводит к значительному понижению точности оценок допускаемых напряжений.

2. Как отмечалось выше, оценка отношения Рэкв/Ррасч является одним из ключевых моментов процедуры. По целому ряду причин (например, при отсутствии достаточно обоснованных статистических данных; при наличии многоосного нагружения и т.п.) выполнить такую оценку с достаточной точностью очень трудно, что также может значительно понизить точность конечных оценок допускаемых напряжений.

3. Упрощенность представленной процедуры является не только её достоинством для этапа эскизного проектирования, но и серьезным недостатком для этапа рабочего проектирова-

ния. Отсутствие в процедуре многих деталей (в частности, обратной связи со спектром нагружения элемента), отсутствие количественных оценок запасов практически не позволяют расчетчику "управлять процессом" и делать правильные оценки и выводы.

3. Комплексная процедура оценки допускаемых напряжений и усталостной долговечности элементов авиационных конструкций (процедура II)

Как уже отмечалось выше, порядок построения процедуры оценки допускаемых напряжений в ОСЭ конструкции планера самолета по условиям обеспечения усталостной прочности в значительной степени определяется применяемыми методами расчетов на усталость.

В работе [4] представлены методы расчетов на усталость типовых конструктивных элементов планера транспортного самолета с использованием рейтингов усталости. Основным расчетным уравнением этих методов является уравнение:

N = 105 х (оR/ оЭкв )m, (3)

где N - усталостная долговечность рассматриваемого конструктивного элемента в типовых полетах;

оэкв - эквивалентное напряжение типового полета;

oR - рейтинг усталости элемента или максимальное напряжение отнулевого цикла (номинальное напряжение в сечении "брутто"), при котором усталостная долговечность элемента в зоне рассматриваемого потенциально - критического места равна 105 циклов (параметр or по своей физической сути идентичен параметру DFR (Detail Fatigue Rating) -"рейтингу усталости детали ", введенному в свое время в практику расчетов на усталость фирмой "Boeing" [5-6], но в отличие от последнего соответствует 50%-му уровню вероятности и 50%-му уровню доверия, DFR по данным работ [5-6] соответствует 95%-му уровню вероятности и 95%-му уровню доверия); m - показатель степени.

Оценка рейтингов усталости производится с использованием аналитических зависимостей и соотношений, представленных в работе [4].

Как показал опыт практических расчетов на усталость, уравнение (3) во многих случаях (особенно на этапе эскизного проектирования самолета) гораздо удобнее использовать в виде:

N = Бзвз х 105 х(оr/оЗкВЗ)m, (4)

где D ЗВЗ - относительная повреждаемость цикла "ЗВЗ", определяемая с использованием статистических данных или по результатам специально проведенного расчета с использованием соотношения

DЗВЗ = DЗВЗ /D = (оэкв / 0экв ) .

Предлагаемая в настоящей статье процедура оценки допускаемых напряжений построена в соответствие с именно таким порядком расчета.

При построении процедуры использованы некоторые элементы аналогичной процедуры, используемой фирмой "Boeing" [5-6].

3.1. Пошаговая процедура оценки допускаемых напряжений и усталостной долговечности

Шаг 1. Установление проектного ресурса планера самолета.

Шаг 2. Определение значения нормированного коэффициента надежности.

Шаг 3. Определение параметров цикла "ЗВЗ".

Шаг 4. Оценка уровня эквивалентных напряжений типового полета.

Шаг 5. Оценка относительной повреждаемости цикла "ЗВЗ".

Шаг 6. Оценка числа эквивалентных циклов "ЗВЗ".

Шаг 7. Оценка значения рейтинга усталости элемента.

Шаг 8. Оценка уровня допускаемых максимальных напряжений цикла "ЗВЗ".

Шаг 9. Оценка запаса усталости.

Шаг 10. Оценка уровня допускаемых расчетных напряжений.

Шаг 11. Оценка усталостной долговечности элемента.

Шаг 12. Оценка расчетного безопасного ресурса элемента.

Шаг 13. Оценка запаса усталостной долговечности.

3.2. Детальное описание пошаговой процедуры

Шаг 1. Установление проектного ресурса планера самолета

На шаге 1 должен быть установлен (зафиксирован) проектный ресурс Т (в полетах) планера самолета.

Шаг 2. Определение значения нормированного коэффициента надежности

Значения коэффициентов надежности г, рекомендуемые для использования при выполнении оценок по предлагаемой процедуре, приведены в табл.2 [4].

Шаг 3. Оценка параметров цикла "ЗВЗ"

На шаге 3 должны быть выполнены следующие работы:

1. Формирование спектра усталостных нагрузок, соответствующего нагруженности рассматриваемого элемента в типовом полете.

2. Преобразование спектра усталостных нагрузок в спектр напряжений, выделение напряжений цикла " ЗВЗ".

3. Оценка эквивалентных напряжений цикла "ЗВЗ" с использованием формулы Одинга [2]:

_ЗВЗ _ //_ЗВЗ _ЗВЗч v _звз _ _звз v ГЛ 7Г

s экв _ V (Smax s min ) ^ s max _ s max ^ ^1 R .

Таблица 2

Значения коэффициентов надежности г для различных элементов авиационных конструкций

Концепция проектирования Описание конструкции Коэффициент надежности г

Допустимость повреждений Конструкция, осмотр и ремонт которой не затруднены 4.0

Конструкция, осмотр которой затруднен, однако она не требует длительных ремонтов 4.5

Зоны конструкции, подверженные усталостным повреждениям и требующие длительных ремонтов 5.0

Безопасный ресурс Все основные силовые элементы конструкции 5.0

Шаг 4. Оценка уровня эквивалентных напряжений типового полета

На шаге 4 должны быть выполнены следующие работы:

1. Обработка спектра усталостных напряжений в элементе методом "полных циклов" или методом "дождевого потока" и представление спектра напряжений в виде последовательности циклов различного уровня.

2. Приведение каждого единичного _]-го цикла, характеризующегося амплитудой Су и средним значением ош] , к эквивалентному отнулевому циклу с использованием соотношений, полученных в ЦАГИ на основе формулы Одинга [2]:

V20

ХОтах і при °т, ^ 0;

4Іх(аа] + 0.2ат]) при ат] < 0 и Ох; > 0.

0 при Отахі £ 0.

3. Оценка уровня эквивалентных напряжений типового полета с использованием гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений (гипотезы Пальмгрена—Майнера):

Оэкв - т

т

И: ХО ■

J

где т=4.0 - показатель степени, принимаемый для всех конструктивных элементов из алюминиевых и титановых сплавов [4];

т=3.5 - показатель степени, принимаемый для всех стальных конструктивных элементов [4];

П - количество отнулевых циклов нагружения с максимальным значением с^.

Шаг 5. Оценка относительной повреждаемости цикла "ЗВЗ"

Относительная повреждаемость цикла "ЗВЗ" определяется как отношение усталостной повреждаемости рассматриваемого элемента от цикла "ЗВЗ" и усталостной повреждаемости элемента в типовом полете:

О ЗВЗ = ^ ЗВЗ /О = (с экв/ с экв ) .

На этапе эскизного проектирования самолета возможно и рационально оценивать БЗВЗ с использованием статистических данных.

Шаг 6. Оценка числа эквивалентных циклов "ЗВЗ"

Число эквивалентных циклов "ЗВЗ" или потребная (для обеспечения проектного ресурса) усталостная долговечность элемента в циклах "ЗВЗ" выражается соотношением:

г звз т хл

О звз

Шаг 7. Оценка значения рейтинга усталости элемента

Как отмечалось выше, рейтинги усталости конструктивных элементов оцениваются в соответствии с рекомендациями работы [4].

Шаг 8. Оценка уровня допускаемыых максимальных напряжений цикла "ЗВЗ"

Допускаемые напряжения для рассматриваемого элемента определяются, прежде всего, как допускаемые максимальные напряжения цикла "ЗВЗ". Уравнение (4) может быть переписано в виде:

N звз=105 х (с к / с Звэдоп)т =105 х (с к/(с тах звз х^г-к))т.

Тогда:

._sr Xm(105 /NЗВЗ)

s max ЗВЗ

Vi - R

Шаг 9. Оценка запаса усталости

Запас усталости FM (Fatigue Margin) [5-6] оценивается отношением значения а^Оах зВз к значению фактических максимальных напряжений цикла "ЗВЗ" минус 1:

FM = s ^ax ЗВЗ / S max ЗВЗ - 1 •

Шаг 10. Оценка уровня допускаемых расчетных напряжений

Оценка уровня допускаемых расчетных напряжений (допускаемых напряжений при расчетном уровне нагружения по условиям обеспечения требуемой усталостной долговечности конструкции) может быть выполнена с использованием соотношения:

s доп = s доп V (P / P )

расч max ЗВЗ V расч max ЗВЗ ' ’

где Ррасч - нагрузка на элемент, соответствующая расчетному уровню нагружения;

Pmax ЗВЗ - нагрузка на элемент, соответствующая максимальному напряжению цикла "ЗВЗ".

Шаг 11. Оценка усталостной долговечности элемента

Оценка усталостной долговечности рассматриваемого элемента в полетах производится с использованием уравнения (4):

N - Бзвз х 105 Х (ок/ ОЗкВЗ )т.

Шаг 12. Оценка расчетного безопасного ресурса элемента

На этапах эскизного и рабочего проектирования самолета расчетный безопасный ресурс можно считать одной из самых важных характеристик усталостной долговечности каждого конструктивного элемента.

Оценка расчетного безопасного ресурса элемента производится с использованием соотношения:

N

ТБР _

h

Шаг 13. Оценка запаса усталостной долговечности

Оценка запаса усталостной долговечности FLM (Fatigue Life Margin) производится с использованием соотношения:

FLM = ТБР /Т.

В случае получения значений FM < 0 и FLM < 1 должен быть поставлен и решен вопрос об уточнении (в случае необходимости - о пересмотре) геометрии, размеров, материала, полуфабриката, технологических особенностей изготовления рассматриваемого элемента. После уточнения должна быть проведена следующая итерация оценок по шагам 3-13.

Такая же процедура должна быть проведена и в случае получения значений FM > 1 и FLM >> 1. Однако следует отметить, что в случае FM > 1 и FLM >> 1 вопрос о пересмотре конструктивно-технологических параметров элемента должен решаться крайне осторожно и только после тщательного анализа характеристик статической прочности и характеристик живучести (длительности роста трещин и остаточной прочности) рассматриваемого элемента.

В завершение процедуры расчета целесообразно все основные результаты систематизировать и представить в специальной форме. Форма, предлагаемая ниже (табл. 3), разработана на основе обобщения данных о подобных формах, используемых в отечественных и зарубежных [5-6] самолетостроительных ОКБ.

Таблица 3

Типовая форма оценки допускаемых напряжений и усталостной долговечности основных силовых элементов конструкции планера самолета

Дальность и продолжительность расчетного типового полета 930 км; 1.3 ч 2780 км; 3.5 ч

Шаг 1 Т - проектный ресурс, полеты 50000 25000 Элемент: Нижняя панель крыла Зона расположения

Шаг 2 ^ - коэффициент надежности 4.0 4.0

аШах - максимальное напряжение, МПа 92.4 103.1

Шаг 3 Параметры Фтт - минимальное напряжение, МПа -37.0 -41.2 ПКМ: Дренажные отверстия в обшивке панели в зоне і » 0.5

цикла "ЗВЗ" К °тт / отах -0.4 -0.4

ЗВЗ оэкв - эквивалентное напряжение цикла "ЗВЗ", МПа 109.3 121.9 № чертежа (модели): Материал: 1163Т, плита

Шаг 4 аэкв - эквивалентное напряжение типового полета, МПа 130.0 145.0 Эскиз:

Шаг 5 D3B3 - относительная повреждаемость цикла "ЗВЗ" 0.50 0.50

Шаг 6 ЗВЗ Nэкв - число эквивалентных циклов "ЗВЗ" 400000 200000

Шаг 7 s R - рейтинг усталости элемента, МПа 156.2 156.2

Шаг 8 s m°ax ЗВЗ - уровень допускаемых максимальных напряжений цикла "ЗВЗ", МПа 93.3 111.0

Шаг 9 FM = s miiax ЗВЗ / S max ЗВЗ - 1 , запас усталости 0.01 0.08

Шаг 10 sДоп - уровень допускаемых расчетных напряжений, МПа 298.0 317.5

Шаг 11 N - усталостная долговечность, полеты 208552 134797

Шаг 12 ТБР - безопасный ресурс, полеты 52138 33699

Шаг 13 FLM = ТБР / Т - запас усталостной долговечности 1.04 1.35

Очевидно, что для выполнения оценок по представленной процедуре на этапе эскизного проектирования уже нельзя обойтись минимальным объемом исходных данных, как это можно было бы сделать при выполнении оценок по процедуре I. Это касается, прежде всего, необходимости данных по параметрам цикла "ЗВЗ", которые могут быть определены только после выполнения "сайзинга" конструктивных элементов и разработки циклограмм их нагружения в типовом полете. Таким образом, процедура II однозначно предполагает итерационный процесс:

"первичный сайзинг" - "оценка параметров цикла "ЗВЗ" для конструктивного элемента" -"оценка допускаемых напряжений и запасов" - "вторичный сайзинг" и т.д.

Тем не менее, следует отметить очевидные достоинства представленной процедуры, особенно для этапа рабочего проектирования.

1. Методы расчета усталостной долговечности, используемые в процедуре II, обеспечивают достаточную точность результатов расчетов [4], поэтому можно ожидать, что и точность конечных оценок допускаемых напряжений, выполняемых с использованием этих методов, также будет на достаточно высоком уровне.

2. Как отмечалось выше, использование при оценке допускаемых напряжений отношения Рэкв/Ррасч может значительно понизить точность таких оценок. Ключевым моментом процедуры II является оценка относительной повреждаемости цикла "ЗВЗ" - ПЗВЗ. Как показывает опыт

практических расчетов, оценка Б ЗВЗ (на основе использования статистических данных или расчетным путем) может быть выполнена с намного более высоким уровнем надежности, чем уровень надежности оценок отношения Рэкв/Ррасч, поэтому можно утверждать, что и этот аспект процедуры II также повышает точность конечных оценок допускаемых напряжений.

3. Используемые в процедуре II методы являются в основном аналитическими [4], при их использовании не требуется знание расчетных кривых усталости, что значительно снижает объем и трудоемкость работ по подготовке исходных данных для оценки допускаемых напряжений.

4. Как уже отмечалось выше, допускаемые напряжения для рассматриваемого элемента определяются, прежде всего, как допускаемые максимальные напряжения цикла "ЗВЗ". Этот параметр можно считать параметром обратной связи со спектром нагружения элемента в типовом полете, что, несомненно, является достоинством представленной процедуры. Очевидно, что в этом плане этот параметр намного удачнее, чем параметр о д™ - допускаемые эквивалентные напряжения типового полета.

5. Количественные оценки запаса усталости БЫ и запаса усталостной долговечности БЬМ позволяют расчетчику " управлять процессом" и делать правильные оценки и выводы.

6. Несмотря на внешнюю сложность и некоторую "громоздкость" процедуры II, очевидно, что все предусматриваемые ею расчеты достаточно легко программируются, что, безусловно, может значительно снизить трудоемкость проводимых оценок.

4. Пример оценки допускаемых напряжений

В табл. 1, 3 в качестве примера приведены результаты оценки допускаемых напряжений для нижних панелей крыла среднемагистрального самолета в зоне дренажных (свободных) отверстий (X » 0.5) с использованием процедур I и II.

Исходные данные для расчетов:

1. Проектные ресурсы: 50000 полетов (при дальности типового полета 930 км) и 25000 полетов (при дальности типового полета 2780 км).

2. Материал панелей: 1163Т, катаная плита X = 10 мм.

3. Расчетное уравнение усталости для свободных отверстий (КХ = 3.1) в катаных плитах из 1163Т [3]:

М—.5.50 Л /->17.06448

N° экв =10 . (5)

4. Рэкв/Ррасч = 0.5 - оценка выполнена с использованием статистических данных.

5. Параметры цикла "ЗВЗ", значения эквивалентных напряжений оэкв приведены в табл.3.

6. = 156.2 МПа - рейтинг усталости рассматриваемого элемента в зоне ПКМ определен с использованием расчетной кривой усталости (5).

7. При оценках она шаге 10 процедуры II использованы следующие значения

М-изг_расч/Мизг_тах_ЗВЗ-

• 3.19 для типового полета с дальностью 930 км;

• 2.86 для типового полета с дальностью 2780 км.

По результатам анализа данных, представленных в табл.1, 3, можно констатировать значительное различие результатов, получаемых с использованием процедур I и II.

5. Выводы

1. Предложена пошаговая процедура оценки допускаемых напряжений в элементах планера транспортного самолета по условиям усталостной прочности конструкции, позволяющая детализировать и значительно уточнить результаты таких оценок.

2. На примере оценки допускаемых напряжений для нижней панели крыла среднемагистрального пассажирского самолета в зоне дренажных (свободных) отверстий показано значительное различие результатов, получаемых с использованием предложенной процедуры и процедуры, применяемой в отечественных самолетостроительных ОКБ в настоящее время.

3. Учитывая сделанные выше замечания и выводы о точности оценок допускаемых напряжений, которые могут быть достигнуты с использованием сравниваемых процедур (см. разделы 2 и 3), предлагаемая в настоящей статье процедура может быть рекомендована к применению на этапах эскизного и рабочего проектирования современных самолетов транспортной категории.

ЛИТЕРАТУРА

1. Обеспечение безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации. МОС к АП 25.571. Директивное письмо АР МАК от 30.12.96г., № 5-96.

2. Одинг И.А. Допускаемые напряжения в машиностроении и циклическая прочность металлов. - М.: Маш-гиз, 1962.

3. Расчетные характеристики металлических конструкционных материалов: Справочник.- М.: Триада Принт, 2007. - Вып. 1.

4. Стрижиус В.Е. Методы и процедуры расчетов на усталость элементов авиационных конструкций.-М.: МАИ-ПРИНТ, 2008.

5. Goranson Ulf G., Hall J., Maclin J.R., Watanabe R.T. Long Life Damage Tolerant Jet Transport Structures. American Society for Testing and Materials. Fatigue and Fracture Committees. Symposium on “Design of Fatigue and Fracture Resistant Structures”. Bal Harbour, Florida. November 10-11, 1980.

6. Goranson Ulf G. Damage Tolerance Theory and Practice. Moscow Aeronautical University. September 8, 1997. Moscow, Republic of Russia.

PROCEDURE OF FATIGUE ALLOWABLE STRESS EVALUATION FOR AIRFRAME

STRUCTURAL ELEMENTS

Strizhius V.E.

Step-by-step procedure of fatigue allowable stress evaluation for transport airplane airframe structural elements is offered, allowing to present details and considerably to specify results of such evaluations. On an instance of an evaluation of fatigue allowable stress for the wing lower surface of modern regional passenger airplane in a zone of drain (open) holes the significant difference of the results gained with use of suggested procedure and procedure, used in Russian aircraft design firms now is shown.

Сведения об авторе

Стрижиус Виталий Ефимович, 1951 г.р., окончил ХАИ (1974), доктор технических наук, начальник Департамента ресурса ЗАО "Гражданские самолеты Сухого", автор около 40 научных работ, область научных интересов - усталость элементов авиационных конструкций при сложном программном нагружении; методы определения ограничений летной годности для основной силовой конструкции самолета.