CC BY
382
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 119
УДК 629.7.015.4.028.2
ЖИВУЧЕСТЬ САМОЛЕТНЫХ КОНСТРУКЦИЙ
Б.Г. НЕСТЕРЕНКО, Г.И. НЕСТЕРЕНКО
По заказу редакционной коллегии
Рассмотрен основной круг вопросов, связанных с обеспечением живучести конструкций гражданских самолетов России с учетом: совершенствования нормативных правил, предотвращения образования многоочаговых усталостных повреждений, улучшения характеристик трещиностойкости конструкционных материалов, разработки оптимальных типов конструкций, развития методов расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций и скорости роста трещин при нерегулярных эксплуатационных спектрах нагрузок, результатов экспериментальных исследований деградации характеристик трещиностойкости, метода предотвращения разрушения конструкций длительно эксплуатируемых самолетов из-за коррозии.
Введение
Проблема одновременного обеспечения надежности, большой долговечности, минимального веса и экономической эффективности конструкций транспортных самолетов является одной из основных проблем современного самолетостроения. Опыт создания и эксплуатации транспортных самолетов СССР и России, накопленный примерно за 50 лет, показал, что для достижения этих характеристик самолетов необходимо проектировать их конструкции, руководствуясь тремя принципами. Регулярные продольные стыки панелей крыла, продольные стыки внахлест обшивки фюзеляжа следует проектировать по принципу безопасного ресурса (safe-life). В остальных силовых элементах планера должны обеспечиваться одновременно критерии безопасного разрушения (fail-safe) и допустимого повреждения (damage tolerance). К настоящему времени при испытаниях образцов, панелей, полномасштабных конструкций, а также в результате анализа опыта эксплуатации самолетов получены обширные данные по характеристикам усталости, безопасного разрушения и допустимости повреждений самолетных конструкций. В настоящей работе представлены основные обобщенные результаты расчетноэкспериментальных исследований живучести самолетных конструкций, выполненных в ЦАГИ при совместной работе с фирмами О.К. Антонова, С.В. Ильюшина, А.Н. Туполева, А.С. Яковлева.
Совершенствование нормативных правил
В 50-70-е годы в Нормах летной годности самолетов СССР единственным принципом обеспечения безопасности при длительной эксплуатации самолетов был принцип безопасного ресурса (safe-life). В 1976 году, наряду с принципом безопасного ресурса, вводится принцип эксплуатационной живучести. Он включает в себя принцип fail-safe и damage tolerance. В 1994 г. вводятся Авиационные правила для самолетов транспортной категории АП 25.571, в которых принцип эксплуатационной живучести принимается как основной принцип. В соответствии с Нормами летной годности и Авиационными правилами разрабатывались рекомендации прочнистам по обеспечению живучести [1, 2, 3] и сопротивлению усталости [4, 5] самолетных конструкций.
Основные рекомендуемые критерии обеспечения живучести конструкций на этапе проектирования самолетов представлены на рис. 1-3 [1, 3]. С указанными на
рис. 1, 2 регламентированными повреждениями конструкция должна сохранять прочность при эксплуатационной нагрузке (limit loads), т.е. должна удовлетворять требованиям fail-safe.
івн
L=2b2=350-400 мм
JT ^ jt jL J3. -п- чъ -ь Т1. Л.
L=2b
І-----------Ь-
L=2b ^------►
‘it nr JT jt
Рис. 1. Регламентированные повреждения крыла
L=2b =1000 мм
Рис. 2. Регламентированные повреждения фюзеляжа
Рис. 3. Требуемые длительности роста трещин:
1 - наружные осмотры; 2 - внутренние осмотры; 3 - не осматриваемые элементы
Требования к длительности роста трещин, представленные на рис.3, являются требованиями к damage tolerance. Большое значение придавалось обеспечению живучести конструкций на случай многоочаговых и обширных усталостных повреждений. Следует отметить, что по клас-
сификации ЦАГИ многоочаговые усталостные повреждения (MSD), многоэлементные повреждения (MED) и обширные усталостные повреждения (WFD) объединены термином "многоочаговые трещины". При этом различаются два вида многоочаговых трещин: трещины в одном элементе (панели) и трещины в сечении конструкции, состоящем из нескольких элементов [1].
Ресурс конструкций самолетов ограничивается в большинстве случаев усталостью продольных стыков панелей нижней поверхности крыла и усталостью продольных стыков внахлест обшивки фюзеляжа. В этих стыках образуются трудно контролируемые многоочаговые трещины. Поэтому ресурс этих продольных стыков и, следовательно, ресурс самолета определяются по принципу safe-life. За время отработки самолетом проектного ресурса в указанных стыках не должны возникать многоочаговые усталостные трещины (MSD).
С целью определения значений ресурсов герметических фюзеляжей были обобщены экспериментальные данные по усталости продольных стыков внахлест обшивки гермофюзеляжей (рис. 4). Эти данные получены при испытании полномасштабных конструкций самолетов. При этом в продольных стыках обшивки нескольких фюзеляжей образовывались многоочаговые усталостные трещины (MSD).
Pr/t, МПа
Т, наддув гермофюзеляжей (полеты)
Рис. 4. У сталость продольных стыков внахлест обшивки герметических фюзеляжей
На рис. 4 разные типы самолетов обозначены отличающимися экспериментальными точками. Точки со стрелками означают, что при указанных наработках МББ не обнаружены. Данные для самолетов фирм Боинг, Макдоннелл-Дуглас, Эйрбас Индастри получены на основе анализа работ [6-10]. Обшивки фюзеляжей российских самолетов выполнены из алюминиевого сплава Д16АТВ, зарубежных - из сплава 2024-Т3. Характеристики усталости этих двух сплавов близки. На рис. 4 представлена также экспериментальная кривая усталости стандартных плоских образцов из сплава Д16чТВ, испытанных при растягивающих нагрузках с коэффициентом асимметрии цикла Я»0.
В Нормах летной годности гражданских самолетов СССР придавалось большое значение результатам лабораторных испытаний полномасштабных конструкций на усталость и эксплуатационную живучесть. Нет ни одного типа самолетов России, натурная конструкция которого не подвергалась бы испытаниям на усталость с коэффициентом запаса не менее 3 по отношению к проектному ресурсу. Было испытано по несколько экземпляров полномасштабных конструкций самолетов каждого типа, в том числе и самолетов с наработкой в эксплуатации. В испытаниях отрабатывали методики неразрушающего контроля основных силовых элементов. После завершения испытаний проводили разборку конструкций и последующую дефектацию для обнаружения малых усталостных трещин. По результатам испытаний корректировали методики расчета усталости и эксплуатационной живучести конструкций.
Повышение трещиностойкости алюминиевых сплавов
Одним из главных мероприятий по обеспечению больших ресурсов самолетов является улучшение характеристик трещиностойкости и сопротивления усталости алюминиевых сплавов, которые остаются основным конструкционным материалом авиакосмической техники. Эта проблема решается за счет: введения в сплавы легирующих элементов (цирконий Zr, литий Li); уменьшения примесей железа (Fe), кремния (Si); совершенствования технологии производства сплавов. В результате были разработаны следующие полуфабрикаты из алюминиевых сплавов:
пресссованные панели из сплава Al-Cu с добавкой циркония; листы из алюминий-литиевых сплавов 1424ТГ1 системы Al-Mg-Li-Zr-Sc, 1441РТ1 системы Al-Cu-Mg-Li; листы из сплава 11б3АТВ (аналог сплаву 2524-Т3); плиты из сплава 11б3Т7 (аналог сплаву 2324-Т39). На рис. 5 представлено сравнение длительности роста усталостных трещин в листах из усовершенствованных сплавов, применяемых для обшивки фюзеляжа.
Испытания проведены при напряжениях omax=133 МПа и omin =3 МПа. Эксперименты показали, что длительности роста трещин в сплавах 2524-Т3 и 11б3РДТВ системы Al-Cu и в алюминиево-литиевом сплаве 1441РТ1 близки.
Сравнение длительности роста трещин в плитах и прессованных панелях, применяемых для обшивки нижней поверхности крыла, представлено на рис. б. Эксперимент проведен на образцах, испытанных усеченным спектром TWIST. Длительности роста трещин в плитах из сплавов 2324-Т39 и 11б3Т7 близки. Длительность роста трещин в прессованных панелях из сплава 11б1 Т, содержащего добавки циркония, значительно больше, чем в плитах.
10000 20000 30000
Напряжения сттах=133 МПа, сттт =3 МПа
Рис. 5. Длительность роста усталостных трещин в листах обшивки фюзеляжа
2а, мм
100 80 60 40 20 0
3
г £j
j г
1
/ J
/ А
/
> І
0
2000 4000 6000 8000 10000 12000
Рис. б. Длительность роста усталостных трещин в различных полуфабрикатах алюминиевых сплавов при нагружении спектром TWIST:
1 - прессованная панель из 11б1Т; 2 - плита из 11б3Т7 3 - плита из 2324-Т39
Разработка оптимальных конструкций
В СССР образовались две школы конструкторов. Одна проектирует монолитные конструкции из прессованных панелей (рис. 7а, крыло Ан-124), другая - клепаные (рис. 7б, крыло Ил-96-300).
Рис. 7. Два варианта конструкций: а - крыло Ан-124 из монолитных прессованных панелей; б - крыло Ил-96-300 из клепаных панелей
Оппоненты монолитных конструкций считают, что клепаные конструкции имеют лучшие характеристики эксплуатационной живучести (fail-safe и damage toleranse) за счет разделения силовых элементов. По их мнению, монолитные конструкции из прессованных панелей имеют худшую коррозионную стойкость. Оппоненты клепаных конструкций считают, что преимущество монолитных конструкций над клепаными состоит в том, что в них значительно меньше отверстий, являющихся концентраторами напряжений и очагами усталостных трещин. Сравнение эксплуатационной живучести монолитных и клепаных подкрепленных конструкций [11] показало, что характеристики трещиностойкости этих двух типов конструкций из усовершенствованных алюминиевых сплавов серии Al-Cu близки. Это подтверждается, например, экспериментальными данными по остаточной прочности панелей из сплавов Д16чТ с двухпролетной трещиной в обшивке под разрушенным стрингером (рис. 8). Сорокалетний опыт эксплуатации самолетов с крыльями из монолитных прессованных панелей подтверждает возможность обеспечения коррозионной защиты таких конструкций.
S, МПа
2 а t b
Рис. 8. Сравнение остаточной прочности монолитных и клепаных панелей из сплава Д16чТ
Развитие метода расчета остаточной прочности
В настоящее время проводятся расчеты остаточной прочности конструкций с использованием критериев линейной механики разрушения. В большинстве методик расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций не учитывается стабильное подрастание трещины в обшивке при нагружении конструкции статической нагрузкой. Пренебрежение таким подрастанием трещин приводит к снижению точности расчетов. В ряде случаев неучет стабильного подрастания трещины приводит к неопределенности в том, какой элемент является критическим по условиям остаточной прочности - обшивка или стрингер.
С целью уточнения условий обеспечения принципа fail-safe в ЦАГИ был разработан метод расчета остаточной прочности подкрепленных конструкций с двухпролетной трещиной в обшивке под разрушенным стрингером с использованием R-кривых материала обшивки [12]. Метод проверен путем сравнения расчетных и экспериментальных значений остаточной прочности монолитных и клепаных панелей крыла, фюзеляжа, а также клепаного крыла самолета Ту-334. Точность расчетов составляет 1-5%. Принципы этого метода проиллюстрированы на примере расчета остаточной прочности панели фюзеляжа пассажирского самолета с двухпролетной трещиной в обшивке под разрушенным стрингером из материала Д16Т (рис. 9) [12]. Панель испытана растягивающими напряжениями. Расхождение расчета с экспериментом составило примерно 1%.
б)
Рис. 9. Расчет остаточной прочности панели фюзеляжа пассажирского самолета
с использованием метода ^-кривых
Совершенствование методов расчета скорости роста трещин
Точные оценки характеристик damage tolerance конструкций могут быть выполнены при полной информации о спектрах переменных нагрузок на самолет и учете взаимодействия нагрузок различных амплитуд в расчетах скорости роста трещин. Для решения этих задач в ЦАГИ проведены расчетно-экспериментальные исследования закономерностей роста усталостных трещин в образцах из различных алюминиевых сплавов. Образцы испытывались в электрогид-равлических машинах. Нагружение образцов осуществлялось различными регулярными и нерегулярными (эксплуатационными) спектрами напряжений в нижней поверхности крыла пассажирских самолетов.
На рис.10-14 представлены эти спектры: циклический, блочный, усеченный TWIST, спектр ЦАГИ (российский транспортный самолет), спектр Боинг
[1З]. Средние напряжения в горизонтальном полете в этих спектрах составляли 85 МПа.
Рис. lO. Циклическое нагружение
120S , МПа 90 60 30
0 —
-30 -тш
-б0
Время
Рис. ll. Блочная циклограмма нагружения нижней поверхности крыла
150 125 100 75 50 25
0 -25 -50
Рис. 12. Типовая циклограмма нагружения нижней поверхности крыла
усеченным спектром TWIST
S , МПа
11 мм I if
^^ремя.
S , МПа
Рис. 13. Типовая циклограмма нагружения нижней поверхности крыла
по спектру ЦАГИ
Рис. 14. Типовая циклограмма нагружения нижней поверхности крыла
по спектру Боинг
Кроме того, были испытаны образцы из высокопрочного сплава 7055-Т7751 спектром нерегулярных напряжений верхней обшивки крыла самолетов фирмы Боинг (рис. 15) [14].
Рис. 1S. Типовая циклограмма нагружения верхней поверхности крыла
по спектру Боинг
Ниже изложены основные результаты проведенных исследований. Зависимость длительности роста усталостных трещин от спектров напряжений определялась экспериментально на образцах из прессованных панелей сплава 1973Т2 (системы Al-Zn с добавкой Zr). Испытания показали, что наибольшее усталостное повреждение создается усеченным спектром TWIST. Усталостные повреждения спектрами ЦАГИ и Боинг близки (рис. 16).
2а, мм 100 80 60 40 20 0
1 1 1 1 Спектр TWIST gm=85 МПа
щ
) 1 і і і у
1 спектр ЦНІ и om=S5 МПа
1
( Спектр Боинг gm=85 МПа
2000 4000
6000 8000 10000 12000 14000
N, полеты
Рис. 16. Длительности роста трещин в сплаве 1973Т2 при нагружении случайными спектрами TWIST, ЦАГИ, Боинг
Сравнение длительности роста усталостных трещин при регулярных и нерегулярных (случайных) нагрузках проведено на образцах из плиты 1163Т (системы А1-Си). Длительности роста трещин при блочных и циклических нагрузках - близки. Длительность роста трещин при случайном спектре ЦАГИ значительно больше (рис. 17).
10000 15000 20000 25000 30000 35000 40000
14, ПО-ТШТОЕ
4)
Рис.17. Длительности роста усталостных трещин в плите из алюминиевого сплава 163Т при регулярных и квазислучайных нагрузках
С целью совершенствования метода а,™, расчета скорости роста трещин при случайных спектрах нагрузок были проведены расчетно-экспериментальные исследования длительности роста трещин при нагружении спектром Боинг обшивки нижней и верхней поверхности крыла
[14]. Образцы обшивки нижней поверхности крыла были выполнены из сплава 2324-Т39, верхней поверхности - из сплава 7055-Т7751.
В расчетах скорости роста трещин учитывались эффекты торможения и ускорения роста трещин по модифицированной модели Уилленборга. Сравнение расчетов с экспериментами представлено на рис.18.
Длительности роста трещин, в нижней поверхности крыла, вычисленные по линейной гипотезе (без учета взаимодействия нагрузок различной амплитуды) меньше экспериментальных. А длительности роста трещин в верхней поверхности крыла, вычисленные по линейной гипотезе, в несколько раз больше экспериментальных. Результаты этих исследований подтверждают необходимость корректировки методики расчета в каждом случае с учетом особенностей спектра нагружения и свойств материала.
Рис. 18. Расчетно-экспериментальные исследования длительности роста трещин:
а - сплав 2324-Т39:
1 - по линейной модели;
2 - по модифицированной модели Уилленборга;
3,4,5 - результаты испытаний;
б сплав 7055-Т7751:
1,2,3 - результаты испытаний,
4 - по модифицированной модели Уилленборга;
5 - по линейной модели
Исследование деградации характеристик трещиностойкости
Одной из наиболее важных проблем авиации в современных условиях является проблема обеспечения безопасной эксплуатации стареющих (длительно эксплуатируемых) самолетов. К настоящему времени многие типы самолетов России выработали ресурсы и сроки службы, заданные при их проектировании. А так как в ближайшее время невозможно полностью заменить старые типы самолетов, то приходится продлевать ресурсы и сроки службы в 1,5 - 2,5 раза сверх проектных значений. Обеспечение безопасности стареющих самолетов достигается за счет: расчетно-экспериментальных исследований эксплуатационной живучести; испытаний на усталость и живучесть конструкций после длительной эксплуатации самолетов; разработки дополнительных регламентов неразрушающего контроля; индивидуального продления ресурса каждого экземпляра самолета. При решении проблемы безопасной эксплуатации стареющих самолетов решаются три основные научные задачи: эксплуатационная живучесть конструкций с многоочаговыми усталостными трещинами; деградация характеристик трещиностойкости и сопротивления усталости конструкций при длительной эксплуатации самолетов; начало и длительность роста коррозионных повреждений.
Исследование проблемы обширных усталостных повреждений ^ББ), которые могут развиваться из многоочаговых усталостных повреждений (МББ) и многоэлементных повреждений (МЕБ), началось в СССР в 1972 году в связи с катастрофой пассажирского самолета Ан-10А из-за WFD в центральной части крыла [15]. В настоящее время в России не допускается эксплуатация самолетов с возможным образованием в их конструкциях МББ. Проектирование конструкций новых самолетов осуществляется таким образом, чтобы исключить вероятность образования WFD за время отработки проектного ресурса.
Для решения проблемы деградации характеристик прочности, сопротивления усталости и трещиностойкости в ЦАГИ проведено экспериментальное исследование влияния длительной эксплуатации самолетов на свойства материалов обшивки крыла и фюзеляжа из алюминиевых сплавов [16]. Эксперименты проводили на образцах, вырезанных из конструкций самолетов различных фирм: Антонова, Ильюшина, Мясищева, Туполева, Боинг, Макдоннелл-Дуглас, Локхид, Эйрбас. Параллельно определяли свойства складских полуфабрикатов алюминиевых сплавов той же марки. Механические характеристики определяли на стандартных образцах, сопротивление усталости - на полосе с центральным отверстием, статическую и циклическую трещиностойкость - на плоских образцах шириной 160 - 1200 мм с центральной трещиной. Все эксперименты проведены в ЦАГИ в лаборатории отделения ресурса конструкций летательных аппаратов. Химический анализ испытанных материалов проводился во Всероссийском институте авиационных материалов (ВИАМ) и Всероссийском институте легких сплавов (ВИЛС).
Сравнения характеристик материалов конструкций длительно эксплуатируемых самолетов и листов той же марки, взятых со склада, показали значительную деградацию (ухудшение) характеристик трещиностойкости материалов обшивки крыла и фюзеляжа после длительной эксплуатации самолетов. Остаточная прочность различных полуфабрикатов уменьшилась в 1,15 -1,4 раза, скорость роста трещин увеличилась в 1,5 - 4 раза [16].
Эффект ухудшения трещиностойкости алюминиевых сплавов подтвержден методом применения термообработки при сравнении скоростей роста усталостных трещин в новых (со склада) и старых (длительно эксплуатируемых) материалах (рис. 19). Термообработка представляла собой отжиг путем нагрева образцов до 400°С с последующим охлаждением до температуры 20°С. Термообработке подвергали образцы, вырезанные из обшивки крыла и фюзеляжа длительно эксплуатируемых самолетов, а также из листов, взятых со склада.
Снижение трещиностойкости алюминиевых сплавов при длительной эксплуатации самолетов может быть результатом комбинированного воздействия нескольких факторов: наличием внутренних дефектов материала, повышенного содержания примесей кремния и железа, технологии изготовления элементов конструкции, внешних нагрузок, цикличности температуры.
70
60
50
40
30
Рис. 19. Влияние термообработки на длительность роста трещин в старых (после длительной эксплуатации) и в новых (со склада) листах обшивки крыла турбовинтового самолета из материала Д16АТ: 1 - обшивка крыла; 2 - обшивка крыла после термообработки;
3 - лист со склада после термообработки; 4 - лист со склада
Предотвращение разрушений из-за коррозии
Алюминиевые сплавы должны обладать хорошей коррозионной стойкостью. В них не должны возникать при длительной эксплуатации самолетов трещины из-за коррозии под напряжением (stress corrosion) и межкристальной коррозии. В целях предотвращения расслаивающей коррозии применяются соответствующие методы коррозионной защиты (покраска, плакировка и др.).
В практике ЦАГИ остаточная прочность конструкций с коррозионными повреждениями оценивается расчетами, в которых коррозионное повреждение заменяется эквивалентной усталостной трещиной. На случай коррозионных повреждений рекомендуется обеспечивать нормируемую остаточную прочность конструкции с регламентированными повреждениями (рис. 1, 2). Начало образования и длительность роста коррозионных повреждений в условиях эксплуатации определяются также расчетом. Метод расчета разработан в [17]. В этом методе используются подходы математической статистики и данные эксплуатации о размерах коррозионных повреждений и налете самолетов, при которых были обнаружены повреждения. На рис. 20 дан пример такого анализа.
С использованием изложенной выше методологии обеспечения живучести конструкций к настоящему времени транспортными самолетами России достигнуты сроки службы порядка 45 лет.
3 - вероятность 0,5
Выводы
По мере накопления опыта эксплуатации самолетов совершенствуются нормативные правила обеспечения безопасности конструкций по условиям прочности при длительной эксплуатации самолетов. В конструкциях современных самолетов России рекомендуется обеспечивать
/ 7“ ► 1 ! •
/\ К
1 7 / 4 3
\
/
/ Фюзеляж / 1 1
•
•— •
4 5 6 7 S 9 10 11 12 13 14
Наработка, годы
Рис. 20. Анализ роста глубины коррозии в обшивке фюзеляжа пассажирского самолета из сплава Д16АТВ: 1-вероятность 0,01; 2 - вероятность 0,05;
одновременно принципы: safe-life, fail-safe и damage tolerance. Не допускается эксплуатация конструкций с многоочаговыми усталостными повреждениями (MSD).
Для одновременного обеспечения высоких характеристик живучести и экономической эффективности эксплуатации самолетов совершенствуются алюминиевые сплавы. Повышение их характеристик сопротивления усталости и трещиностойкости достигается путем повышения чистоты сплавов (уменьшением примесей железа и кремния), введением легирующих элементов (циркония, лития), совершенствованием технологии производства.
В конструкциях крыла транспортных самолетов применяются два типа панелей -монолитные и клепаные. Характеристики живучести этих двух типов панелей из сплавов системы Al-Cu - близки.
Для оценки остаточной прочности подкрепленных конструкций разработан метод расчета остаточной прочности с использованием R-кривых материалов обшивки. При наличии надежных исходных данных о свойствах материалов точность расчетов составляет 1-5%.
Проведены экспериментальные исследования закономерностей роста усталостных трещин в алюминиевых сплавах, применяемых для обшивки крыла и фюзеляжа самолетов России, фирм Боинг, Эйрбас. Эксперименты проведены при нагружении образцов различными спектрами: отнулевыми, блочными, нерегулярными спектрами TWIST, Боинг, ЦАГИ.
Исследована точность расчета скорости роста трещин в обшивке верхней и нижней поверхности крыла. Образцы испытывались случайным спектром Боинг. Расчеты скорости роста трещин выполнялись по линейной модели и по модифицированной модели Уилленборга, учитывающей эффекты торможения и ускорения роста трещин. Показано различие точности расчетов роста трещин в нижней и в верхней обшивке крыла.
Проведено экспериментальное исследование влияния длительной эксплуатации самолетов на свойства материалов обшивки крыла и фюзеляжа из алюминиевых сплавов. Эксперименты проведены на образцах, вырезанных из конструкций крыла и фюзеляжа самолетов фирм Антонова, Ильюшина, Мясищева, Туполева, Боинг, Макдоннелл-Дуглас, Локхид. Эксперименты показали деградацию характеристик трещиностойкости материалов после длительной эксплуатации ряда конструкций. Эффект деградации подтвержден специальной термообработкой испытанных образцов.
Для определения начала образования и скорости роста коррозионных повреждений самолетных конструкций в ЦАГИ разработан и применяется специальный метод анализа по данным эксплуатации о размерах коррозионных повреждений.
За последние 35 лет не было ни одной катастрофы транспортных самолетов России из-за усталостных трещин в конструкциях.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нестеренко Г.И. Живучесть самолетных конструкций.// Межвузовский сборник научных трудов. Вып. 2, КИИГА, 1976. С. 60-70.
2. Нестеренко Г.И. , Селихов А.Ф. Применение принципов эксплуатационной живучести при создании широкофюзеляжных самолетов.// Прочность самолетных конструкций. - М.: Машиностроение, 1982. С. 151-189.
3. Нестеренко Г.И. Ресурс и живучесть самолетных конструкций // Проблемы машиностроения и надежности машин. - М.: Наука, 2005, №1. С. 106-118.
4. Селихов А.Ф. Основные задачи и характерные особенности обеспечения прочности широкофюзеляжных пассажирских самолетов // Прочность самолетных конструкций. - М.: Машиностроение, 1982. С. 7-45.
5. Воробьев А.З. , Лейбов В.Г. , Олькин Б.И. , Стебенев В.Н. Обеспечение повышенного ресурса широкофюзеляжных самолетов //Прочность самолетных конструкций. - М.: Машиностроение, 1982. С. 122-151.
6. Swift T. The application of fracture mechanics in the development of the DC-10 fuselage. AGARD-AG-176. v. 5, pp. 227-287.
7. Ulf G. Goranson. Damage tolerance. Facts and fiction. //14th Plantema Memorial Lecture Presented at the 17 th Simposium of ICAF. Stockholm, Sweden, June 9.1993. 58 p.
8. Fowlen R.F. , Kevin R. and Roy T. Watanabe. Development of jet transport airframe test spectra. //Boeing Commercial Airplanes. Seattle. Washington. USA. May 1989. 16 p.
9. Gokgol O. Crack free and cracked lif of the pressurized cabin of the A300B. Calculation, test and design measurements to improve damage tolerance. //Aeronautical Journal. 1979. v.83. 817. pp. 1-15.
10. Spenser M.M. The 747 fatigue and fail-safe test program. //The American Society of Civil Engineers. National Structural Engineeringe Meeting. San Francisco. California. 9-13/IV. 1973.
11. Nesterenko G.I. Damage tolerance of integrally stiffened and riveted stiffened structures. //Proceedings of the
20th Symposium of the International Committee on Aeronautical Fatigue. Volume 11. Bellevue. Wachington. USA. 14-16
July 1999. Рp. 873-894.
12. Nesterenko B.G. Analysis of the Stiffened Structure Residual Strenth Using R-curve of the Skin Material. //Proceedings of the 22th Symposium of the international committee on aeronautical fatigue. ICAF 2003. Volum 11. Lucerne. Switrerland, 7-9 May 2003. pp. 749-762.
13. Басов В.Н. , Нестеренко Г.И. Сопротивление усталости алюминиевых сплавов при нерегулярном нагру-
жении. //Труды ЦАГИ. Вып. 2669. М., 2005. С. 119-125.
14. Нестеренко Б.Г. Расчетно-экспериментальное определение роста усталостных трещин в конструкционных материалах. //Труды ЦАГИ. Вып. 2664. М., 2004. С. 259-263.
15. Nesterenko G.I. , Nesterenko B.G. Residual strength analysis of the stiffened structures with WFD, MSD and single crack. //Proceedings of the 6th joint FAA/DoD/NASA. Conference on Aging Aircraft. San Francisco. CA. USA. September 16-19. 2002. CD-ROM Proceedings.
16. Нестеренко Г.И., Басов В.Н., Нестеренко Б.Г. , Петрусенко В.Г. Влияние длительной эксплуатации самолетов на свойства материалов их конструкций.// Проблемы машиностроения и надежности машин. - М.: Наука, 2006. №4. С. 41-50.
17. Сеник В.Я. Анализ характеристик развития усталостных трещин в элементах авиационных конструкций по данным эксплуатации // Труды ЦАГИ. Вып. 1671. М., 1975.С. 17-27.
DAMAGE TOLERANCE OF AIRCRAFT STRUCTURES
Nesterenko B.G. , Nesterenko G.I.
Most common problems have been under consideration dealing with structural integrity of civil aircraft in Russia with regard for: updating standards, preventing initiation of multi-site fatigue damage, improving crack resistance of structural materials, developing optimum structural types, improving methods for residual strength analysis of stiffened structures and crack growth rates under irregular service loading spectra, experimental results for crack resistance degradation, method to prevent structural failure for long operated aircraft due to corrosion.
Сведения об авторах
Нестеренко Борис Григорьевич, 1977 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат технических наук, докторант ИМАШ РАН, автор более 20 научных работ, область научных интересов - механика разрушения.
Нестеренко Григорий Ильич, 1940 г.р., окончил РИИГА (1963), доктор технических наук, профессор, лауреат Государственной премии СССР, начальник отделения ЦАГИ, автор более 100 научных работ, область научных интересов - усталость, живучесть и ресурс конструкций самолетов.
