CC BY
297
УДК 629.7.023: 539.43
ВЫБОР ЗНАЧЕНИЙ КОЭФФИЦИЕНТОВ НАДЕЖНОСТИ ПРИ
РАСЧЕТАХ НА УСТАЛОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ОСНОВНОЙ СИЛОВОЙ КОНСТРУКЦИИ ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА
А.С. ЛЕВИН, В.Е. СТРИЖИУС
С целью повышения надежности расчетных оценок ресурсных характеристик элементов основной силовой конструкции транспортного самолета предложены специальные критерии и процедура выбора значений коэффициентов надежности, применяемых при подобных расчетах.
Ключевые слова: коэффициенты надежности, ресурсные характеристики, усталостная долговечность, элементы авиационных конструкций.
1. Введение
Как известно, одной из важнейших ресурсных характеристик элемента основной силовой конструкции самолета, определяемой на этапе рабочего проектирования, является расчетный безопасный ресурс. Оценка расчетного безопасного ресурса элемента производится с использованием соотношения
N
1бр = ,
Л
где N - расчетная усталостная долговечность элемента;
Л - коэффициент надежности.
Следует отметить, что в настоящее время при проектировании современных отечественных транспортных самолетов с большими проектными ресурсами (SSJ-100, MC-21) требования к точности и надежности оценок расчетного безопасного ресурса значительно возросли. В связи с этим значительно возросли требования к точности применяемых методов расчета усталостной долговечности элементов авиаконструкций. Значительно возросла и роль критериев выбора коэффициентов надежности для выполнения подобных оценок.
В отечественной практике критерии выбора коэффициентов надежности разработаны, прежде всего, для оценок ресурсных характеристик элементов на основе результатов испытаний на усталость (МОС АП 25.571 [2]). К сожалению, критерии выбора коэффициентов надежности для оценок ресурсных характеристик элементов на основе результатов расчетных оценок на усталость в МОС АП 25.571 практически отсутствуют.
Судя по данным, представленным в работе [6-7], в зарубежной практике (в частности, в практике работы фирмы “Boeing”) критерии для оценок ресурсных характеристик на основе результатов расчетных оценок разработаны.
В настоящей статье по данным работ [2, 6, 7] проведен краткий сравнительный анализ критериев выбора коэффициентов надежности, применяемых в отечественной и зарубежной практике.
По результатам проведенного анализа предложены:
• специальные критерии выбора значений коэффициентов надежности для расчетных оценок безопасного ресурса элементов авиаконструкций;
• процедура выбора значений коэффициентов надежности для основных силовых элементов планера и шасси транспортного самолета;
• значения коэффициентов надежности для основных силовых элементов агрегатов планера и шасси, спроектированных по принципам "допустимости повреждений" и "безопасного ресурса".
2. Основные критерии выбора значений коэффициентов надежности при оценках ресурсных характеристик элементов основной силовой конструкции транспортного самолета, применяемые в отечественных самолетостроительных ОКБ
По результатам анализа данных, представленных в АП 25.571 [1] и МОС АП 25.571 [2], можно сформулировать следующие основные критерии выбора значений коэффициентов надежности, применяемых при оценках ресурсных характеристик элементов основной силовой конструкции транспортного самолета в отечественных самолетостроительных ОКБ.
1. Коэффициенты надежности применяются, прежде всего, к усталостным долговечностям, полученным экспериментальным путем.
2. Величина суммарного коэффициента надежности Лопределяется как произведение, как минимум четырех коэффициентов, учитывающих влияние различных факторов на надежность оценок ресурсных характеристик.
3. Предполагается, что применение при оценках ресурсных характеристик суммарных коэффициентов надежности будет гарантирован уровень надежности конструкции не менее 90% с 95% уровнем доверия. Эти уровни надежности и доверия базируются на допущении, что рассеяние циклических долговечностей подчиняется двухпараметрическому логарифмически нормальному распределению (нормальному распределению логарифмов усталостной долговечности ^ N
1 1§м 2 Б(^) = ~^= | е-(х"а)/(2° Мх,
(Гл/ 2р о
где х - усталостная долговечность; о и а - параметры функции распределения (величина а - математическое ожидание, о - среднее квадратическое отклонение логарифмов долговечностей, при этом принимается, что о = 0.15).
Процедура определения значений коэффициентов приведена ниже.
2.1. Процедура определения значений коэффициентов надежности
По данным МОС АП 25.571 [2] основные этапы (шаги) процедуры можно представить следующим образом.
1. Допустимая наработка в эксплуатации, соответствующая характеристикам сопротивления усталости, полученным, как правило, по результатам представительных лабораторных испытаний рассматриваемой конструкции, определяется делением на суммарный коэффициент надежности Л средней наработки рассматриваемого критического места.
2. Величина суммарного коэффициента надежности Л определяется как Л = Л1хЛ2хЛзхЛ4-Числовые значения коэффициентов, входящих в это произведение, принимаются в соответствии с приведенными ниже указаниями.
3. Величина коэффициента Л1, учитывающего уровень соответствия структуры программы испытаний на сопротивление усталости характеру реальных нагрузок в эксплуатации в зависимости от степени их близости при соответствующем обосновании, принимается в диапазоне 1<Л1<1.5.
4. Величина коэффициента Л2, учитывающая степень опасности и контролируемости разрушения, принимается равной
• Л2=10, если испытанием и/или расчетом показано, что усталостное повреждение (частичное разрушение) резервированных конструктивных элементов, находящихся в условиях многопутного нагружения, будет заведомо обнаружено при послеполетных осмотрах и/или при проведении регламентов технического обслуживания наименьшей периодичности;
• ^2=1-2, если такое повреждение не может быть заведомо обнаружено при послеполетных осмотрах и (или) при проведении регламентов технического обслуживания наименьшей периодичности;
• "П2=1-5, если усталостное повреждение возникает в особо ответственном элементе, находящемся в условиях однопутного нагружения.
5. Коэффициент Лз учитывает отличия от типовых (средних) условий нагруженности отдельных групп и/или экземпляров самолетов в связи с особенностями их эксплуатации, географическими условиями, протяженностью трасс и т.п. Величину коэффициента ^з следует определять по результатам специального анализа влияния возможных вариаций условий эксплуатации на нагруженность конкретных критических мест конструкции. Если такой анализ не проведен, величина коэффициента Лз принимается равной:
• Лз=1.0, если в качестве типовых приняты заведомо наиболее тяжелые условия эксплуатации или в эксплуатации осуществляется надежный индивидуальный (поэкземплярный) учет нагруженности методами и средствами, объективно учитывающими все значимые особенности эксплуатации самолета данного типа;
• ^3=1.5 при использовании надежных экспериментальных данных для определения на-груженности, соответствующей типовым (средним) условиям эксплуатации;
• ^3=2.0, если надежность экспериментального определения нагруженности обоснована недостаточно, либо если используются материалы, полученные на основе приемлемого расчетного метода.
6. Величина коэффициента ^4, учитывающего разброс характеристик сопротивления усталости, принимается в зависимости от определяемых ресурсных характеристик (безопасный ресурс, момент первого осмотра, интервал между осмотрами) и от числа испытанных идентичных конструкций.
При определении безопасного ресурса и момента первого осмотра для конструкций из алюминиевых сплавов используются типовые характеристики рассеяния (среднее квадратичное отклонение логарифма долговечности 0,15). В соответствии с этим величина коэффициента ^4 принимается по табл. 1 МОС 25571-1 с учетом примечаний к настоящему пункту.
Таблица 1
МОС 25571-1
Число экземпляров 1 2 3 4 5 6
Л4 5.0 4.0 3.5 3.2 3.1 3.0
7. При отсутствии прямых результатов испытаний рассматриваемой конструкции в необходимом объеме характеристики сопротивления усталости могут быть определены приемлемыми расчетно-экспериментальными методами, основанными на современных представлениях об усталости и механике разрушения и использующими в первую очередь возможные способы пересчета результатов испытаний одних критических мест рассматриваемой конструкции на другие критические места. Эти методы должны подкрепляться имеющимися экспериментальными материалами, в том числе результатами испытаний конструктивных элементов (панелей, узлов и т. д.).
8. Результаты пересчета рассматриваются как результаты прямых натурных испытаний, при этом величины коэффициентов надежности, принимаемые при использовании результатов испытаний, и в случае проведения пересчета, полностью сохраняются.
9. При применении для критических мест, для которых пересчет оказывается невозможным, прямых расчетных методов должны определяться средние характеристики сопротивления усталости с использованием средних значений характеристик материалов и с последующим применением коэффициентов надежности, аналогично тому, как это проводится при наличии
прямых результатов лабораторных испытаний или результатов их пересчета. Для облегчения сравнения с результатами испытаний расчетное определение характеристик сопротивления усталости рекомендуется проводить для нагрузок программы натурных испытаний (т.е. получать расчетный аналог результатов испытаний) с последующим использованием эквивалентов.
10. Применяемые расчетные методы должны содержать обоснованную величину дополнительного запаса по долговечности, учитывающего возможные погрешности расчета (неполное соответствие напряженно-деформированного состояния критического места натурной конструкции и испытанных образцов, приближенный учет масштабного фактора, различий в структуре нагружения и т.д.). Величина этого запаса может быть принята сниженной вплоть до единицы, если опытом проведения аналогичных расчетов показано, что используемый расчетный метод дает заведомо консервативные оценки. При отсутствии такого опыта или обосновании величины принятого дополнительного запаса его значение принимается равным двум. Если в качестве исходных данных для применения прямых расчетных методов используются обобщенные материалы по большому объему экспериментальных материалов, величины коэффициентов надежности по таблице МОС 25.571-1 принимаются равными их минимальным значениям.
3. Основные критерии выбора значений коэффициентов надежности при расчетах усталостной долговечности элементов основной силовой конструкции транспортного самолета, применяемые фирмой “Boeing”
По результатам анализа данных, представленных в работах [6, 7], можно сформулировать следующие основные критерии выбора значений FRF - коэффициентов надежности по условиям усталостной прочности конструкции (FRF - Fatigue Reliability Factors), применяемых фирмой “Boeing” при оценках ресурсных характеристик элементов основной силовой конструкции транспортных самолетов.
1. Коэффициенты надежности применяются, прежде всего, к усталостным долговечностям, полученным расчетным путем. Расчетные методы, которые используются фирмой “Boeing”, основаны на применении параметра DFR (Detail Fatigue Rating) - "рейтинга усталости детали" -максимального напряжения отнулевого цикла, при котором усталостная долговечность детали в зоне рассматриваемого потенциально - критического места равна 105 циклов (при 95%-м уровне вероятности и 95%-м уровне доверия).
2. Коэффициент надежности по условиям усталостной прочности конструкции является "увеличивающимся" коэффициентом и зависит в первую очередь от следующих факторов:
• концепции проектирования агрегатов и элементов ("допустимость повреждения" или "безопасный ресурс");
• типом конструкции (наличие многопутности или однопутности передачи нагрузок, доступность конструкции для осмотров и контроля и т.п.).
3. Предполагается [6, 7], что применение коэффициентов надежности FRF будет гарантировать уровень надежности конструкции не менее 95% с 95% уровнем доверия. Эти уровни надежности и доверия базируются на допущении, что рассеяние усталостных долговечностей подчиняется двухпараметрическому распределению Вейбулла
F(N) = 1 - e-(x/ß)“,
где х - усталостная долговечность; ß и а - параметры функции распределения, определенные по результатам анализа нескольких тысяч данных.
4. По данным работы [6] можно сделать вывод, что базовым значением коэффициента надежности FRF, обеспечивающим уровень надежности не менее 95% с 95% уровнем доверия для конструкций, спроектированных по принципу "допустимости повреждений", является значение FRF=1.0, которое применяется для конструкций с многопутной передачей нагрузки, легкодоступных для осмотров и ремонта.
5. По данным работы [4] можно сделать вывод, что базовым значением коэффициента надежности FRF, обеспечивающим уровень надежности не менее 95% с 95% уровнем доверия для конструкций, спроектированных по принципу "безопасного ресурса", является значение FRF=3.0.
4. Предлагаемые критерии и процедура выбора значений коэффициентов надежности при расчетах усталостной долговечности элементов основной силовой конструкции транспортного самолета
По результатам анализа описанных выше критериев выбора значений коэффициентов надежности, применяемых фирмой “Boeing” и отечественными самолетостроительными ОКБ при оценках ресурсных характеристик элементов основной силовой конструкции транспортных самолетов, можно предложить наиболее оптимальные (по мнению автора настоящей статьи) критерии, которые целесообразно использовать при оценках расчетного безопасного ресурса элементов авиаконструкций.
1. Коэффициент надежности h является "увеличивающимся" суммарным коэффициентом и зависит от следующих факторов:
• концепции проектирования агрегатов и элементов ("допустимость повреждения" или "безопасный ресурс");
• типом конструкции (наличие многопутности или однопутности передачи нагрузок, доступность конструкции для осмотров и контроля, ремонтопригодность конструкции, тип материалов, из которых изготовлены элементы конструкции).
2. Предполагается, что при оценках ресурсных характеристик будут использоваться расчетные методы, представленные в работе [3]. Эти методы основаны на применении параметра sR -рейтинга усталости элемента - максимального напряжения отнулевого цикла, при котором усталостная долговечность элемента в зоне рассматриваемого потенциально - критического места равна 10 циклов (параметр sR по своей физической сути идентичен параметру DFR, но в отличие от последнего соответствует 50%-му уровню вероятности и 50%-му уровню доверия).
3. Для оценки потребных значений суммарных коэффициентов надежности предлагается следующее соотношение
h=h0 xhi,
где h0 - значение "базового" коэффициента надежности (зависит от концепции проектирования агрегата и элемента конструкции); h 1 - поправка на тип конструкции (учитывает однопутность или многопутность передачи нагрузки, доступность для осмотра и контроля, ремонтопригодность, тип материала и т. д.).
4. Значения "базового" коэффициента надежности h0 для конструкций, спроектированных по принципу "допустимости повреждений" и "безопасного ресурса", приведены в табл. 2. Значения определены с учетом рекомендаций МОС АП 25.571 [2].
5. Значения поправочных коэффициентов h1 для различных типов конструкций приведены в табл. 3, 4. Значения определены с учетом данных, приведенных в МОС АП 25.571 [2] и в работе [6].
6. Значения суммарных коэффициентов надежности h для различных типов конструкций приведены в табл. 5, 6.
7. Предполагается, что при применении предлагаемых суммарных коэффициентов надежности h будет гарантирован уровень надежности конструкции не менее 90% с 95% уровнем доверия. Это допущение основано на следующем:
• сравнение результатов практических расчетов с использованием методов [3] с экспериментальными данными показывает достаточно высокий уровень точности таких расчетов;
• предложенные значения суммарных коэффициентов надежности ^ хорошо согласуются с рекомендациями МОС АП 25.571 [2] и работы [6].
Значения суммарных коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов агрегатов планера (спроектированных по принципу "допустимости повреждений") приведены в табл. 7-13.
Таблица 2
Значения "базового" коэффициента надежности % для различных элементов авиационных конструкций
Концепция проектирования Коэффициент надежности
Допустимость повреждений 3,0
Безопасный ресурс 5,0
Таблица 3
Значения коэффициента надежности ^1 для элементов, спроектированных по принципу "допустимости повреждений"
Тип конструкции С многопутной передачей нагрузки С однопутной передачей нагрузки
Легкодоступная для осмотра и ремонта 1,0 1,33
Нелегкодоступная для осмотра или ремонта 1,33 1,67
Зоны конструкции, в которых могут возникнуть ранние усталостные повреждения, требующие длительных ремонтов 1,67 2,0
Таблица 4
Значения коэффициента надежности ^1 для элементов, спроектированных по принципу "безопасного ресурса"
Тип конструкции Коэффициент надежности %
Элементы шасси 1.0
Конструкция крепления шасси на крыле и фюзеляже (алюминиевые сплавы) 1.3
Конструкция крепления шасси на крыле и фюзеляже (титановые сплавы и стали) 1.8
Элементы крепления двигателей (алюминиевые сплавы) 1.8
Элементы крепления двигателей (титановые сплавы и стали) 2.0
Таблица 5
Значения коэффициента надежности ^ для элементов конструкций, спроектированных по принципу "допустимости повреждений"
Тип конструкции С многопутной передачей нагрузки С однопутной передачей нагрузки
Легкодоступная для осмотра и ремонта 3.0 4.0
Нелегкодоступная для осмотра или ремонта 4.0 5.0
Зоны конструкции, в которых могут возникнуть ранние усталостные повреждения, по-требующие длительных ремонтов 5.0 6.0
Таблица 6
Значения коэффициента надежности ^ для элементов конструкций, спроектированных по принципу "безопасного ресурса"
Тип конструкции Коэффициент надежности л
Элементы шасси 5.0
Конструкция крепления шасси на крыле и фюзеляже (алюминиевые сплавы) 6.5
Конструкция крепления шасси на крыле и фюзеляже (титановые сплавы и стали) 9.0
Элементы крепления двигателей (алюминиевые сплавы) 9.0
Элементы крепления двигателей (титановые сплавы и стали) 10.0
Таблица 7
Значения коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов кессона крыла
Часть крыла Основные силовые элементы Коэффициент надежности л
Центроплан Обшивка нижних и верхних панелей 4.0
Лонжероны и балки вдоль размаха крыла 4.0
Поперечные балки и балки пола 4.0
ОЧК Обшивка нижних и верхних панелей 4.0
Передний лонжерон 4.0
Задний лонжерон 4.0
Бортовая нервюра 4.0
Нервюры-стенки 4.0
Типовые (промежуточные) нервюры 4.0
Продолжение табл. 7
Часть крыла Основные силовые элементы Коэффициент надежности л
ОЧК Фитинги крепления пилона 6.0
Фитинг заднего лонжерона в зоне бортового стыка с фюзеляжем 5.0
Фитинги бортового стыка с фюзеляжем 5.0
Таблица 8
Значения коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов органов управления и агрегатов механизации крыла
Основные силовые элементы Коэффициент надежности л
Закрылки 3.0
Каретки закрылков 4.0
Узлы крепления закрылков к крылу 4.0
Предкрылки (включая конструкцию крепления) 3.0
Спойлеры (включая поддерживающую конструкцию) 3.0
Элероны (включая поддерживающую конструкцию) 3.0
Рули высоты (включая поддерживающую конструкцию) 3.0
Рули направления (включая поддерживающую конструкцию) 3.0
Таблица 9
Значения коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов подвески двигателей
Основные силовые элементы Коэффициент надежности л
Элементы передней подвески 6.0
Элементы задней подвески 6.0
Тяги (звенья), воспринимающие силу тяги двигателей 4.0
Таблица 1о
Значения коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов пилонов двигателей
Основные силовые элементы Коэффициент надежности л
Верхний подкос и фитинги 6.0
Боковой подкос и фитинги 6.0
Диагональный (задний) подкос и фитинги 6.0
Фитинги крепления к лонжерону 6.0
Соединительные болты 6.0
Таблица 11
Значения коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов фюзеляжа
Основные силовые элементы Коэффициент надежности л
Передний и задний гермошпангоуты 4.0
Переплет фонаря, конструкция в зоне остекления фонаря кабины экипажа 5.0
Типовые шпангоуты 4.0
Обшивка верхних панелей (все секции герметичной части фюзеляжа) 4.0
Обшивка нижних панелей (все секции герметичной части фюзеляжа) 4.0
Обшивка боковых панелей (все секции герметичной части фюзеляжа) 4.0
Конструкция фюзеляжа в зоне аварийных выходов 4.0
Элементы бортового стыка крыла и фюзеляжа 5.0
Г ермоднище 4.0
Силовые шпангоуты и перегородки 4.0
Продольные стыки обшивок - крайний ряд заклепок 4.0
Продольные стыки обшивок - неконтролируемый ряд заклепок 6.0
Вырезы в обшивке и конструкция окантовок вырезов 4.0
Элементы крепления киля 4.0
Элементы крепления стабилизатора 4.0
Продольные балки (лонжероны) 4.0
Стыки стрингеров 4.0
Элементы конструкции пола, воспринимающие инерционные нагрузки и нагрузки от избыточного давления 4.0
Элементы конструкции пола, не воспринимающие инерционные нагрузки и нагрузки от избыточного давления 3.0
Поперечные стыки обшивок 4.0
Вырез под переднюю опору шасси (ПОШ), плоские панели ниши ПОШ 4.0
Элементы конструкции крепления ПОШ 4.0
Продольная балка (бимс) в зоне ниши основных опор шасси (ООШ) 4.0
Вырез под ООШ, плоские панели ниши ООШ 4.0
Элементы конструкции крепления ООШ 4.0
Таблица 12
Значения коэффициентов надежности ^ для основных силовых элементов горизонтального оперения
Основные силовые элементы Коэффициент надежности h
Обшивка панелей стабилизатора 4.0
Нервюры 4.0
Лонжероны 4.0
Фитинги навески рулей высоты на заднем лонжероне стабилизатора 3.0
Механизм перестановки стабилизатора (МПС) и его шарнирные опоры 4.0
Фитинги стыковки МПС на заднем лонжероне стабилизатора 5.0
Элементы стыка консолей стабилизатора (верхняя панель) 5.0
Элементы бортового стыка стабилизатора и фюзеляжа 5.0
Таблица 13
Значения коэффициентов надежности ^ для основных Силовых элементов вертикального оперения
Основные силовые элементы Коэффициент надежности h
Обшивка боковых панелей киля 4.0
Элементы крепления киля к фюзеляжу 4.0
Нервюры 4.0
Лонжероны 4.0
Фитинги навески рулей направления на заднем лонжероне киля 3.0
ЛИТЕРАТУРА
1. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. - М.: МАК, 2004.
2. Обеспечение безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации. МОС к АП 25.571. Директивное письмо АР МАК от 30.12.96г., № 5-96.
3. Стрижиус В.Е. Методы и процедуры расчетов на усталость элементов авиационных конструкций. - М.: МАИ-ПРИНТ, 2008.
4. Damage Tolerance and Fatigue Evaluation of Structure. Advisory Circular No: 25.571-1C. U.S. Department of Transportation. Federal Aviation Administration. http://www1.airweb.faa.gov.
5. Title 14 of the Code of Federal Regulations. Parts 1 to 59. Revised as of January 1, 2006. Aeronautics and Space. U.S. Government Printing Office. U.S. Superintendent of Documents. Washington, DC 20402-0001. http://www1.airweb.faa.gov.
6. 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.
7. Goranson Ulf G. Damage Tolerance Theory and Practice. Moscow Aeronautical University. September 8, 1997. Moscow, Republic of Russia.
SELECTION OF RELIABILITY FACTORS VALUES AT CALCULATIONS OF FATIGUE LIFE OF THE PRIMARY STRUCTURE ELEMENTS OF THE TRANSPORT AIRPLANE
Levin A.S., Strizhius V.E.
With the purpose of increase of reliability of computational estimations of fatigue life characteristics of elements of the primary structure of a transport airplane, special criteria and a procedure of selection of values of the reliability factors used at similar calculations are offered.
Key words: factors of reliability, resource characteristics, fatigue durability, elements of air designs.
Сведения об авторах
Стрижиус Виталий Ефимович, 1951 г.р., окончил ХАИ (1974), доктор технических наук, начальник Департамента ресурса ЗАО «Гражданские самолеты Сухого», автор более 40 научных работ, область научных интересов - усталость элементов авиаконструкций при сложном программном нагружении; методы определения ограничений летной годности для основной силовой конструкции самолета.
Левин Александр Сергеевич, 1938 г.р., окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1968), кандидат технических наук, начальник отдела организации сертификации ВС (НЦ ПЛГ ВС ГосНИИ ГА), ведущий научный сотрудник отдела исследований долговечности и коррозионной стойкости воздушных судов, автор более 40 научных работ, область научных интересов - эксплуатация воздушного транспорта, прочность летательных аппаратов.
