CC BY
648
УДК 629.7.015.4:539.43
ТРЕБОВАНИЯ ПО УСТАЛОСТИ И ЖИВУЧЕСТИ КОНСТРУКЦИЙ
ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ
Б.Г. НЕСТЕРЕНКО
Статья представлена доктором технических наук, профессором Нестеренко Г.И.
Представлены результаты анализа отечественных и зарубежных нормативных требований по усталости и живучести конструкций транспортных самолетов.
Ключевые слова: безопасный ресурс, эксплуатационная живучесть, безопасное разрушение, допустимость повреждений, многоочаговые трещины.
Введение
В 1954 году произошли катастрофы двух английских пассажирских реактивных самолетов «Комета» из-за усталостных повреждений герметических фюзеляжей. После этих катастроф были разработаны и внедрены два метода предотвращения разрушения конструкции самолета из-за усталостных трещин: безопасный ресурс (safe-life) и безопасное разрушение (fail-safe). Первый метод исходит из основного положения, что безопасность самолета определяется отсутствием усталостных трещин в конструкции в течение безопасного ресурса. Метод безопасного разрушения предполагает создание такой конструкции, которая способна выдерживать значительную нормируемую нагрузку после частичного или полного разрушения одного из ее силовых элементов.
В Англии был принят метод безопасного ресурса. Авиационные специалисты США приняли в основном метод безопасного разрушения, обеспечивающий безопасность от катастрофического разрушения конструкции из-за усталостных трещин или других повреждений. На ранние Нормы СССР оказали влияние английские требования. В связи с этим в первых версиях Норм летной годности гражданских самолетов СССР единственным принципом обеспечения безопасности при длительной эксплуатации самолетов был принцип безопасного ресурса.
Отечественные Нормы подверглись значительным изменениям после катастрофы в 1972 году пассажирского турбовинтового самолета Ан-10А из-за многоочаговых усталостных трещин в нижней поверхности крыла. В Нормах летной годности гражданских самолетов СССР был введен принцип живучести как равноправный с принципом безопасного ресурса.
На основе результатов обширных расчетно-экспериментальных исследований, проведенных ЦАГИ совместно с опытно-конструкторскими бюро Антонова, Туполева, Ильюшина в 1970-е годы, была разработана отечественная методология обеспечения живучести самолетных конструкций [1]. Эта методология имеет ряд принципиальных отличий от требований к живучести гражданских транспортных самолетов, содержащихся в нормах США FAR25.571 1970-х годов [2]. Ниже изложен анализ правил России и США по обеспечению живучести конструкций транспортных самолетов.
Основные положения правил России
Прежде всего, в соответствии с отмеченной выше отечественной методологией «для обеспечения приемлемых характеристик живучести, удовлетворяющих рассмотренным требованиям, проектирование конструкции должно осуществляться на основе определенных критериев: допустимых размеров разрушений и длительности их развития» [1]. Конкретные
характеристики живучести были определены из требований, чтобы расчетный налет на одну катастрофу самолетов с ресурсом 50 000 ч составлял 108 ч [1]. Рекомендованы следующие допустимые (регламентированные) повреждения [1].
В подкрепленных конструкциях - это двухпролетные трещины в обшивке с разрушенным посередине подкрепляющим элементом (стрингером в крыле и фюзеляже, шпангоутом в фюзеляже). Конструкция крыла должна также держать допустимую нагрузку (эксплуатационную нагрузку Рэ) при одновременном разрушении пояса лонжерона и наличии трещины в обшивке панели длиной в одно межстрингерное расстояние и трещины в стенке лонжерона, равной половине высоты стенки.
В зоне люков (вырезов) фюзеляжа за допустимые повреждения целесообразно принимать разрушение окантовки с прилегающей трещиной в обшивке длиной в одно межстрингерное (межшпангоутное) расстояние. С указанными повреждениями конструкция фюзеляжа должна сохранять несущую способность при одновременном действии рабочего избыточного давления и внешней эксплуатационной нагрузке Рэ.
На основе анализа регламентов технического обслуживания и опыта эксплуатации пассажирских самолетов были сформулированы требования к длительности роста повреждений и периодичности осмотров конструкций [1, 3].
Для обеспечения экономически эффективной эксплуатации самолетов проектируемых перспективных конструкций целесообразно обеспечивать возможность проведения редких осмотров с периодичностью 1/4-1/5 от величины ресурса, что соответствует периодичности ремонта планера в заводских условиях, т.е. 3000-5000 полетов [1, 3].
Коэффициент запаса на рассеяние длительности роста трещин в конструкции крыла должен приниматься величиной не менее 2 [1, 3].
Стыки, которые имеют плохую дефектоскопичность, целесообразно проектировать по принципу безопасного ресурса [1].
В работе [1] даны следующие конкретные рекомендации по обеспечению живучести конструкций в случаях многоочаговых повреждений.
Из условий многоочагового повреждения отдельной составной панели конструкция крыла должна иметь допустимую остаточную прочность при полном разрушении одной из панелей и отсутствии трещин в остальных панелях. При наличии многоочаговых трещин в нескольких панелях не должно происходить полного разрушения ни одной панели.
Одной из основных задач проведения испытаний натурных конструкций самолетов на ресурс является выявление вероятности многоочаговых повреждений планера в течение отработки ресурса. Так как многоочаговость повреждений зависит от локальной концентрации напряжений, рассчитать которую в конструкции сложно, то практически многоочаговый характер повреждений устанавливается экспериментально по достижении требуемой наработки конструкции программным спектром нагрузок. В соответствии с рекомендациями работы [1] объем наработки крыла и фюзеляжа программными нагрузками определяется из условий выявления возможности многоочаговых разрушений и равен трехкратному превышению ресурса самолета (3Трес). После наработки в таком объеме конструкции крыла и фюзеляжа должны сохранять несущую способность при эксплуатационных нагрузках Рэ [1]. В соответствии с разработанной в СССР методологией объем натурных лабораторных испытаний конструкций в 3-5 раз превышает требуемый экономический ресурс [23].
Повышенная живучесть конструкций обеспечивается за счет применения материалов, имеющих высокие характеристики трещиностойкости. Для выполнения приведенных выше критериев живучести были определены требуемые значения статической и циклической трещиностойкости усовершенствованных материалов из алюминиевых сплавов [3, 4].
С целью определения требуемых значений статической трещиностойкости проведено обобщение экспериментальных данных по условным коэффициентам интенсивности
напряжений Ky(Kapp), полученных при растяжении пластин шириной W=700-1200 мм без устранения потери устойчивости (выпучивания) в зоне трещины [4]. На основе анализа этих данных сделан вывод, что вязкость разрушения материалов обшивки планера самолета может
быть увеличена до значений не ниже Ky=140-150 МПаVм за счет повышения чистоты металла
и применения соответствующей термомеханической обработки [4].
Для решения задачи обеспечения требуемых значений остаточной прочности конструкций крыла с двухпролетной трещиной в обшивке под разрушенным стрингером проведены специальные эксперименты на подкрепленных панелях из сплавов типа Д16Т. В этих экспериментах разрушение опытных панелей, выполненных из улучшенной обшивки с
условной вязкостью разрушения Ky=140-150 МП^м, происходило при напряжениях брутто
оразр=270-280 МПа [3]. Такой уровень допустимых разрушающих напряжений обеспечивает высокую весовую эффективность конструкций крыла.
Требуемые значения циклической трещиностойкости были определены на основе расчетов длительности роста трещины в обшивке крыла под разрушенным стрингером. В этих расчетах были приняты типичные значения относительной площади стрингера к обшивке Fстр/Fобш=0,5-0,75, надежно обнаруживаемые длины трещин в обшивке 2l=25 мм, периодичность осмотров Тосм=3000-5000 полетов, эквивалентные отнулевые циклические напряжения величиной оэкв=140-145 МПа. Установлено, что для выполнения принятых допущений требуется применение улучшенных алюминиевых сплавов с пониженными скоростями роста трещин, в которых при размахах коэффициентов интенсивности напряжений ДК=31 МПаVм и
ДК=62 МПаVм скорости роста трещин = D2a равнялись бы примерно 0,002 мм/цикл и
dN dN
0,02 мм/цикл соответственно [3].
Изложенная выше отечественная методология обеспечения живучести самолетных конструкций сохранена до настоящего времени.
Основные положения правил США
Ниже рассмотрена эволюция основных положений по живучести конструкций гражданских транспортных самолетов в Нормах летной годности США. Отмечаются и некоторые важные отличия от соответствующих положений в Нормах летной годности СССР.
При сравнении этих Норм следует иметь в виду отличия в определениях (терминах) некоторых характеристик живучести. В Нормах FAR США содержатся понятия безопасного разрушения (fail-safe) и допустимости повреждений (damage tolerance). Безопасность разрушения - свойство конструкции, которое позволяет ей сохранять необходимую остаточную прочность в течение периода эксплуатации без ремонта после разрушения или частичного разрушения основного силового элемента.
Допустимость повреждения - свойство конструкции, которое позволяет ей сохранять требуемую остаточную прочность за интервал времени ее применения, в течение которого конструкция подвергается определенной степени усталостного, коррозионного, случайного повреждения или повреждения от дискретного источника [5]. Таким образом, безопасность разрушения базируется на заведомом обнаружении больших повреждений. Допустимость повреждений основана на установлении сроков первого и последующих осмотров конструкции в эксплуатации с целью обнаружения возможного допустимого повреждения неразрушающими методами контроля.
Отечественная концепция живучести (эксплуатационной живучести) [1] включает оба принципа - безопасность разрушения и допустимость повреждения. В соответствии с принципом безопасного разрушения (первый критерий живучести) обеспечивается остаточная
прочность при допустимых регламентированных повреждениях [1]. Принцип допустимости повреждений (второй критерий живучести) требует обеспечения такой длительности роста трещин от надежно обнаруживаемых до регламентированных размеров, которая позволяет проводить редкие осмотры планера [1, 4].
В Нормах FAR США рассматриваются: обширное усталостное повреждение, включающее многоочаговое усталостное повреждение и многоэлементное повреждение [5].
Обширное усталостное повреждение (widespread fatigue damage, WFD) - характеризуется одновременным наличием трещин во многих элементах конструкции существенного размера и плотности расположения, вследствие чего конструкция не сможет больше отвечать требованиям допустимости повреждения (т.е. сохранять необходимую остаточную прочность после частичного разрушения конструкции).
Многоочаговое усталостное повреждение (multiple site damage, MSD) - частный случай обширного усталостного повреждения, характеризующийся одновременным наличием усталостных трещин в одном и том же элементе конструкции (т.е. усталостные трещины, которые могут соединяться или нет с другими повреждениями и приводить к потере необходимой остаточной прочности).
Многоэлементное повреждение (multiple element damage, MED) - частный случай обширного усталостного повреждения, характеризующийся одновременным наличием усталостных трещин в сопряженных элементах конструкции.
В отечественной методологии живучести используется понятие многоочаговых усталостных повреждений, включающее понятие MSD и WFD[1]. Например, при оценке остаточной прочности конструкции крыла рассматриваются два вида повреждения: многоочаговые повреждения отдельной панели и отсутствие трещин в остальных панелях, одноочаговые повреждения нескольких панелей (наличие по одной трещине в нескольких панелях) [1].
За последние 46 лет из-за нескольких катастроф самолетов вследствие основных конструкционных повреждений в течение срока службы, а также требований, которые были развиты военно-воздушными силами США, Нормы летной годности для гражданских транспортных самолетов США были улучшены несколько раз [6]. Следует признать вклад ВВС США в осуществление принципов допустимости повреждений [7]. Эти требования для военных самолетов отличаются в деталях, но не по существу [7].
В 1956 году в гражданские воздушные правила США был введен новый раздел CAR 4b.270. Он представлял возможность сертифицировать самолет либо по принципу безопасного ресурса (safe-life), либо по безопасному разрушению (fail-safe) [2]. Размер повреждения, выбираемый для расчета безопасного разрушения (fail-safe), не был определен правилами. Поэтому на практике зарубежные авиационные специалисты определяли размеры повреждения субъективными критериями, требующими, чтобы разрушение конструкции было бы легко обнаружено и восстановлено прежде, чем разрушится оставшаяся конструкция [6]. В [6] отмечено, что большинство самолетов самого нового поколения, например, Боинг 777 и Эрбас А380 спроектированы так, что конструкция фюзеляжа способна нести требуемую нагрузку при наличии так называемой двухпролетной трещины в обоих направлениях (в продольном и окружном направлениях). Но в самом последнем проекте правил, разработанном Рабочей группой по общей гармонизации конструкции [8], предлагается заменить двухпролетную трещину на однопролетную. В этом проекте термин «безопасное разрушение» (fail-safe) исключен и заменен на «повреждаемость конструкции» (structural damage capability, SDC). SDC определено как частичное разрушение между содержащими повреждение элементами, т.е. однопролетная трещина. По мнению автора работы [2] такая замена обусловлена следующими соображениями. Рабочая группа по обеспечению летной годности занималась разработкой руководящих документов по наступлению обширного усталостного повреждения (WFD) в 11 парках стареющих самолетов. Данная группа предположила, что
самолеты не всех 11 парков могут выдерживать двухпролетные трещины в обшивке с разрушенными центральными подкрепляющими элементами. Автор работы [2] считает непростительным отказываться от критерия двухпролетного повреждения обшивки при разрушенном центральном элементе для новых самолетов при существующих сегодня материалах.
Следует отметить, что в отечественной методологии живучести критерий двухпролетной трещины в обшивке при разрушенном центральном подкрепляющем элементе был предложен и принят в начале 1970-х годов [1], не отменялся до настоящего времени и рекомендуется в проекте МОС 25.571 [9].
Катастрофы самолетов AVRO 748 в Аргентине и Боинг 707 в Замбии из-за усталостных трещин явились свидетельством недостатков принципа безопасного разрушения (fail-safe). В связи с этим в Нормы FAR 25.571 был введен в 1978 году принцип допустимости повреждения (damage tolerance) [2]. При этом был поставлен знак равенства между безопасным разрушением (fail-safe) и допустимостью повреждения (damage tolerance) [2]. В поправке 72 к FAR 25.571, опубликованной в 1990 году, ссылка на fail-safe была удалена, показывая, что damage tolerance и fail-safe необязательно синонимичны [2]. Современные Нормы полностью поддерживают и охватывают концепцию fail-safe [6]. Например, для конструкций, обладающих свойствами failsafe, требуется устанавливать начало осмотров на основе роста трещин [5].
Принятие в Нормах принципа damage tolerance явилось существенным прогрессом, так как в результате были введены направленные осмотры для обнаружения повреждения прежде, чем оно приведет к уменьшению прочности конструкции ниже допустимых пределов [6].
Внедрение принципа damage tolerance послужило стимулом для придания большого значения надежности дефектоскопии, в основном, для методов неразрушающего контроля [7].
Следует отметить, что отечественная концепция живучести (эксплуатационной живучести), принятая в начале 1970-х годов, включала оба принципа - безопасного разрушения (fail-safe) и допустимости повреждения (damage tolerance) [1, 10].
В результате катастрофы самолета Боинг 737 компании Алоха на Гавайях в 1988 году из-за многоочаговых трещин в герметическом фюзеляже была принята в 1998 году поправка 26 к FAR 25.571 и подтверждена Рекомендательным циркуляром АС 25.571 [5]. Эти документы были рекомендованы группой технических наблюдателей FAA по стареющим самолетам [2].
Три наиболее важные изменения были внесены в эти Нормы:
1) требование включить производственные дефекты в качестве источника повреждений;
2) требование установить пороговое значение начала осмотров на основании роста трещин от начальных дефектов для конструкций с однопутным приложением нагрузки, а также для безопасно разрушаемых (fail-safe) конструкций с многопутным нагружением и с торможением трещин, для которых невозможно продемонстрировать, что разрушение пути передачи нагрузки, частичное разрушение или торможение трещины можно обнаружить и отремонтировать в течение обычного технического обслуживания, осмотра и эксплуатации самолета до разрушения остальной конструкции; для обычных осматриваемых безопасно разрушаемых конструкций начало осмотров может быть установлено или по усталости, или по медленному росту трещин;
3) требование наглядного подтверждения достаточным количеством натурных усталостных испытаний того, что обширного усталостного повреждения (WFD) не происходит в течение расчетного ресурса самолета, что проверяется еще разрушающим контролем после окончания усталостных испытаний. Достаточное подтверждение натурными усталостными испытаниями состоит в усталостных испытаниях до двух или более проектных ресурсов с последующим осмотром и анализом [5].
Следует отметить, что требования предотвращения разрушения конструкций из-за многоочаговых трещин были сформулированы в отечественной методологии живучести [1] более чем на 20 лет раньше, чем в методологии FAA [5]. Для подтверждения невозможности
образования многоочаговых трещин рекомендовано проводить натурные усталостные испытания в объеме трех ресурсов [1]. Самолеты самого нового поколения Эрбас А380 [11] и Боинг 777 испытаны на усталость в объеме трех проектных ресурсов.
Исследование многоочаговых трещин
В зарубежной практике исследования проблемы многоочаговых трещин начались после инцидента с самолетом Боинг 737 авиакомпании Алоха в 1988 году из-за многоочаговых трещин в продольном соединении внахлест обшивки гермофюзеляжа [2, 6]. Основные результаты экспериментальных исследований получены на панелях и образцах, моделирующих продольные стыки обшивки внахлест [12, 13]. В расчетах живучести таких элементов, поврежденных многоочаговыми трещинами, предполагается образование одной лидирующей (большой) трещины у одного из отверстий и малых трещин у остальных отверстий [6-7, 13-14]. В действительности сценарий образования многоочаговых трещин в натурных конструкциях намного сложнее.
Поэтому в отечественной практике исследование проблемы многоочаговых трещин проведено в основном на натурных конструкциях. В табл. 1 представлены экспериментальные критерии остаточной прочности натурных конструкций отечественных самолетов, поврежденных обширными усталостными трещинами [15, 16].
Таблица 1
Остаточная прочность полномасштабных конструкций самолетов с обширными усталостными повреждениями
Вид поврежденного основного силового элемента, самолет Материал о у разр.нет °0.2 разр.нет °0.2 к разр ку к разр кь
1 2 3 4 5 6
Обшивка и стрингеры в зоне стыка стрингеров панелей нижней поверхности крыла Ан-10А Д16АТНВ Д16Т 0.8 1.0 0.5 -
Обшивка, стрингеры и лонжерон нижней поверхности крыла Ан-10А в зоне окончания усиливающей накладки Д16АТНВ Д16Т 0.9 1.0 0.6 -
Обшивка и стрингеры панелей нижней поверхности крыла Ту-134А в зоне окончаний усиливающей накладки Д16АТВ Д16Т 0.9 1.0 0.5 -
Обшивка и стрингеры монолитных подкрепленных панелей нижней поверхности крыла Ил-62 в зоне отверстий в стрингерах для перетекания топлива Д16Т 0.7 0.83 1.0 -
Лонжероны, профили стыка панелей верхней поверхности крыла Ил-62 Д16Т 0.3 0.7 0.5 -
Профили стыка панелей верхней поверхности крыла Ил-62 Д16Т 0.7 1.0 0.75 -
Стрингер и накладка стыка обшивки по окружности герметического фюзеляжа Ту-154Б Д16АТВ Д16Т 0.75 0.88 1.0 -
Обшивка герметического фюзеляжа Ил-86 в зоне трехрядного заклепочного шва продольного стыка листов обшивки Д16АТВ 0.57 1.0 0.5 -
Обшивка герметического фюзеляжа Ил-86 в зоне трехрядного заклепочного шва продольного стыка листов обшивки Д16АТВ 0.63 1.05 0.9 -
Продолжение табл. 1
1 2 3 4 5 6
Обшивка герметического фюзеляжа Ан-24 в зоне двухрядного заклепочного шва продольного стыка листов обшивки Д16АТВ 0.48 0.85 0.7 -
Обшивка герметического фюзеляжа Ту-134А между шпангоутами и между стрингерами (19 сквозных надрезов) Д16АТВ 0.9 0.9 1.0 -
Обшивка герметического фюзеляжа Ту-134А между шпангоутами и между стрингерами (19 сквозных надрезов) Д16АТВ 0.85 0.85 1.0 -
Лента, стыкующая цилиндр герметического фюзеляжа со сферой гермоднища Ил-86 Д16АТВ 0.16 0.17 0.45 -
Обшивка и стрингер панелей нижней поверхности крыла в зоне окончаний усиливающих накладок Ту-104 В95АТ1В В95Т1 0.45 0.46 1.0 -
Накладка, стыкующая листы обшивки панелей нижней поверхности крыла 3М В95АТ1В 0.4 0.41 0.4 1.0
Узел поворота крыла Ту-22М В93Т1 0.4 0.4 - 1.0
Здесь о разрнетто - напряжения в сечении нетто, вычисленные с учетом уменьшения площади
^ С
сечения силовых элементов за счет отверстии и начальных длин трещин; оразрнетто -
напряжения, учитывающие и устоИчивое подрастание трещин; Кразр. - коэффициент
интенсивности напряжении, при котором происходило разрушение конструкции. Анализ экспериментальных данных (табл. 1) показал, что на остаточную прочность конструкции с многоочаговыми повреждениями влияет большое количество факторов: конструктивные особенности элементов, напряжения от изгиба элементов, пластичность материала, взаимное расположение многоочаговых трещин, отверстия, стабильное подрастание трещин при однократном статическом нагружении [17].
Исследование длительности роста многоочаговых трещин проводилось на полномасштабных конструкциях, испытанных на усталость, а также на эксплуатируемых конструкциях [18]. На рис. 1, 2 даны иллюстрации оценок длительности роста многоочаговых трещин по данным измеренных размеров трещин в конструкциях крыла эксплуатируемых самолетов [18]. Здесь приведены кривые длительности роста трещин, рассчитанные для вероятностей р=0,5; 0,05 и 0,001 методом статистической обработки экспериментальных данных [19]. Анализ экспериментов показал, что отношение длительности роста многоочаговых трещин АТ (от начальных размеров 0,1 -0,5 мм до критических размеров) к суммарной долговечности Т0+АТ (долговечность до образования трещины Т0 плюс длительность роста трещин) зависит от конструктивных особенностей силовых элементов и находится в диапазоне 0,03-0,8 [18]. В типичных элементах конструкций крыла это отношение составляет
примерно 0,5. В специально поставленном эксперименте по исследованию закономерностей разрушения продольных стыков внахлест обшивки фюзеляжа из-за многоочаговых трещин (рис. 3) получено ЛТ/Т0 +АТ = 0,35 [20, 21]. Следует иметь в виду, что продольные стыки обшивки внахлест работают в условиях растяжения с изгибом.
1п 1. / -Г /
?+ 1з+ и р - о.ооі У г Р - 0,05. - ^ / г , • » № > -0.5/
У і • /
/--Л Л •••/
у/1 1 / ^ І . — * • • %* я*
0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 т 1.0
Рис. 1. Относительная длительность роста многоочаговых трещин в стрингерах нижней поверхности крыла (в эксплуатации)
о 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0,7 0.8 0.9 Т 1.0
Рис. 2. Относительная длительность роста многоочаговых трещин в профиле стыка панелей верхней поверхности крыла (в эксплуатации)
Рис. 3. Разрушение плоской панели при растяжении продольного стыка внахлест обшивки фюзеляжа, поврежденной многоочаговыми трещинами
Применение принципа безопасного ресурса
В современных зарубежных нормах требуется проектировать конструкции по принципу допустимости повреждений (damage tolerance), если только удовлетворение этого требования не может быть достигнуто из-за ограничений в геометрии, контролепригодности или из-за невозможности использования заведомо приемлемой практики в проектировании. При этих условиях используется конструкция, отвечающая требованиям безопасного ресурса (safe-life). Типичным примером конструкции, которую нельзя проектировать по принципу допустимости повреждений, является шасси и его крепление [5]. Отечественный опыт показал, что по принципу безопасного ресурса целесообразно проектировать стыки, которые имеют плохую дефектоскопичность [1]. Регулярные зоны планера - продольные стыки крыла и фюзеляжа -определяют основную массу силовой конструкции. Принято считать, что сопротивление усталости продольных стыков однозначно определяет полный ресурс крыла. Появление усталостных трещин в продольных стыках, как правило, носит массовый характер и свидетельствует об исчерпании ресурса конструкции [22].
Поэтапность установления назначенных ресурсов самолетов России
Особенностью отечественной методологии обеспечения ресурса самолетных конструкций в отличие от зарубежной методологии является поэтапное установление увеличивающихся назначенных ресурсов [23, 24]. При приближении наработки головных самолетов парка к действующему назначенному ресурсу требуется обязательное рассмотрение условий дальнейшей эксплуатации парка самолетов с установлением очередного значения назначенного ресурса. Поэтапное установление значений назначенных ресурсов производится в пределах заявленных проектных ресурсов. Поэтапность продления ресурса вызвана трудностями прогноза на большой срок в десятки лет условий эксплуатации, характеристик усталости и живучести конструкции, возможными изменениями в конструкции по результатам испытаний или эксплуатации и т.д. [25]. Особенность обеспечения безопасности эксплуатации старых самолетов состоит в том, что они эксплуатируются сверх проектных ресурсов в соответствии с требованиями современных норм по принципу живучести. В соответствии с принятой методологией, ресурс и срок службы самолетов сверх проектных значений продлевается поэтапно и индивидуально [26].
В конструкциях старых самолетов живучесть не была заложена при проектировании. Поэтому в них используется некоторая «стихийная» живучесть, которой располагает каждый тип конструкции в той или иной степени [25]. Для обеспечения безопасности эксплуатации старых самолетов требуется оформлять не только базовое Заключение на эксплуатацию парка, но и индивидуальное Заключение на каждый борт самолета из этого парка с обязательным осмотром этого борта перед продлением ресурса в соответствии со специально разработанной для него программой [25].
Гармонизация правил России с правилами США и Европы
В 1990-е годы возникла необходимость гармонизировать отечественные стандарты с теми, которые являются в настоящее время почти всемирными нормативными требованиями по обеспечению прочности конструкции самолета и, в частности, по оценке усталости и живучести конструкции самолета [27].
Гармонизация европейских и американских нормативных требований по рассматриваемой проблеме основывалась на практически полном принятии в Совместных авиационных правилах (JAR) Европы текста общих требований параграфа 25.571 Федеральных авиационных правил (FAR) США [6]. Это означает просто признание большого и действительного «пионерского»
вклада США в разработку и практическое одобрение методов решения этой проблемы [27]. Аналогично принципам гармонизации, осуществленной ранее западными странами в отношении требований FAR 25.571 и JAR 25.571, было решено базировать отечественные Авиационные правила (АП 25.571) на американских стандартах. Раздел 4.9 третьего издания Норм летной годности гражданских самолетов СССР (НЛГС-3, 1984г.) был «идеологически» близок к требованиям FAR 25.571 [24]. Конкретные разработки по прочностным стандартам выполнялись традиционно специалистами ЦАГИ в сотрудничестве со специалистами ведущих авиационных конструкторских бюро [27]. В настоящее время осуществляется гармонизация проекта «Методические материалы по определению соответствия требований Авиационных правил АП 25.571 2004 года по усталости и живучести. МОС 25.571» [9] с проектом совместного FAA/JAA циркуляра АС 25.571-1Х [8], подготовленного Рабочей группой FAA и JAA.
Реализация принципов эксплуатационной живучести авиаконструкций в решении проблемы обеспечения и поддержания летной годности воздушных судов, находящихся в эксплуатации, изложена в [24].
Заключение
Проведен анализ и сравнение требований к усталости и эксплуатационной живучести в Нормах FAR США, JAR Европы, в Нормах летной годности самолетов СССР и Авиационных правилах России.
Правила АП России по обеспечению безопасности разрушения и допустимости повреждений конструкций транспортных самолетов гармонизируются в последние годы с правилами FAA США и JAA Европы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нестеренко Г.И. Живучесть самолетных конструкций / Труды Киевского института инженеров гражданской авиации. Прочность, надежность и долговечность авиационных конструкций. - Киев, 1976. - Вып. 2. - С. 60-70.
2. Swift T. Fail-safe design requirements and features, regulatory requirements. AIAA/ICAS International Air and Space Symposium and Exposition: The Next 100 Years, 14-17 July 2003, Dayton, Ohio, 23 p.
3. Нестеренко Г.И. Требования к обеспечению эксплуатационной живучести планера пассажирских и транспортных самолетов на этапе проектирования. Комплексное обеспечение ресурса авиаконструкций. Сборник докладов научно-технической конференции. - ЦАГИ, 1984. - С. 199-211.
4. Нестеренко Г.И. Расчет характеристик эксплуатационной живучести самолетных конструкций на основе механики разрушения // Физико-химическая механика материалов. - 1983. - № 1. - С.12-20.
5. АС 25.571-1С Damage Tolerance and Fatigue Evaluation of Structure. Department of Transportation. Federal Aviation Administration, 4/29/98.
6. 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., 2002.
7. 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.
8. Damage Tolerance and Fatigue Evaluation of Structures. FAR/JAR § 25.571. General Structures Harmonization Working Group Report, FAA, 2002.
9. Нестеренко Г.И., Дубинский В.С., Трунин Ю.П., Сенник В.Я. Методические материалы по определению соответствия требованиям Авиационных правил АП 25.571 2004 года по усталости и живучести. МОС 25.571-1А, Проект, ЦАГИ, 2008.
10. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. 2-е изд., изменение 2 к главе 4, 25 декабря 1976г.
11. Ardianto Yudi, Bösch Peter, Nielsen Thomas. Test program for the A380 major fatigue test. Proceedings of the 23rd ICAF Symposium, 8-10 June 2005, Hamburg, Germany, v.1, p.353-364.
12. Fawaz S.A., Schijve J., and de Koning A.U. Fatigue crack growth in riveted joints. Proceedings of the 19th ICAF Symposium, 16-20 June 1997, Edinburgh, Scotland, p.553-574.
13. Gruber M.L., Wilicius K.E. and Worden. Investigation of fuselage structure subject to widespread fatigue damage. Proceedings of the FAA-NASA Symposium on the Continued Airworthiness of Aircraft Structures, Atlanta, Georgia, 28-30 August, 1996, p.439-459.
14. Swift T. Damage tolerance capability. Journal of Fatigue. Vol.16, 1994, p.75-94.
15. Нестеренко Г.И. Усталость и живучесть конструкций стареющих самолетов / Труды ЦАГИ. - 1998. - Вып. 2631. -С.67-75.
16. Nesterenko Grigory I. Ensuring damage tolerance of aging aircraft structures/ Proceedings of the Second Joint NASA/FAA/DoD Conference on Aging Aircraft. Langley Research Center, Hampton, Virginia, January, 1999, p. 163-178.
17. 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.
18. 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.
19. Сенник В.Я. Анализ характеристик развития усталостных трещин в элементах авиационных конструкций по данным эксплуатации. Труды ЦАГИ. - 1975. - Вып. 1671. - С.17-27.
20. Nesterenko B.G., Nesterenko G.I. Schmidt H.-J. Fatigue and damage tolerance of fuselage skin longitudinal joints. Proceedings of the 24th Symposium of the ICAF, 16-18 May 2007, Naples, Italy, vol.11, p.1006-1018.
21. Нестеренко Г.И., Козлов А.Г., Нестеренко Б.Г., Стойда Ю.М. Живучесть заклепочных соединений обшивки фюзеляжа // Проблемы машиностроения и надежности машин. - 2008. - № 4. - С. 111-115.
22. Воробьев А.З., Олькин Б.И., Стебенев В.Н., Родченко Т.С. Сопротивление усталости элементов конструкций. - М.: Машиностроение, 1990.
23. Селихов А.Ф., Лейбов В.Г., Нестеренко Г.И., Райхер В.Л. Методология и опыт обеспечения безопасности конструкций стареющих самолетов / Труды ЦАГИ. - 1998. - Вып. 2631. - С. 21-29.
24. Арепьев А.Н., Громов М.С., Шапкин В.С. Вопросы эксплуатационной живучести авиаконструкций. - М.: Воздушный транспорт, 2002.
25. Дубинский В.С., Нестеренко Г.И., Райхер В.Л., Стучалкин Ю.А. Поддержание летной годности конструкций аттестованных самолетов по условиям ресурса / Труды ЦАГИ. - 1998. - Вып. 2631. - С.73-75.
26. Дубинский В.С. О состоянии ресурсов отечественных транспортных и пассажирских самолетов / Труды ЦАГИ. - 2009. - Вып. 2683.
27. Raikher V.L., Dubinsky V.S., Nesterenko G.I., Stuchalkin Yu.A. The features of aircraft structure fatigue resistance certification and airworthiness maintenance in contemporary conditions. Proceedings of International Symposium “Experimental Facilities and Aircraft Certification”, Zhukovsky, Russia, 22-25 August 1995, p. 235-245.
REQUIREMENTS TO FATIGUE AND DAMAGE TOLERANCE OF CIVIL AIRCRAFT STRUCTURES
Nesterenko B.G.
Generalization and analysis of US and Russian regulations in fatigue and damage tolerance of civil transport structures have been carried out.
Key words: safe resource, operational survivability, safe destruction, admissibility of damages, multi-seat cracks.
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.
