Принципы живучести, методы и эксперименты, применяемые в конструкции современных больших транспортных самолетов для соответствия принятым нормам FAA/JAA тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.06 ВАК РФ

Благодарность Введение Список символов Список индексов Список обозначений

1. Введение

1.1 Общие дели при разработке конструкции перспективного транспортного самолета

1.2 Роль дисциплины механики конструкции

2. Основные Нормы летной годности

2.1 Конструкционные нормы

2.2 Интерпретация требований по усталости и допустимости повреждений

3. Критерии проектирования и их применение в производстве

3.1 Критерии проектирования

3.1.1 Итерационный процесс при проектировании

3.1.1.1 Нормы, проектные цели и стандарты

3.1.1.2 Данные по материалам

3.1.1.3 Детали конструкции

3.1.1.4 Окружающая среда

3.1.1.5 Производство

3.1.1.6 Временная характеристика нагружения

3.1.1.7 Неразрушающий метод контроля (N01)

3.1.2 Критерии конструкции

3.2 Цели промышленности

3.3 Применение в производстве конструкции, спроектированной по принципу допустимости повреждений

3.3.1 Конструкция безопасного ресурса

3.3.2 Однопутное нагружение - допустимость повреждения

3.3.3 Конструкция многопутного нагружения

3.4 Подробные критерии проектирования для панелей фюзеляжа и высоко нагруженного панельного соединения

4. Определение допустимых напряжений для усталости и допустимости повреждений

4.1 Материалы, которые могут быть использованы для фюзеляжа современного транспортного самолета

4.2 Доводочные испытания

4.2.1 Купонные испытания

4.2.2 Испытания панелей фюзеляжа

4.2.3 Испытание части фюзеляжа (Барельное испытание)

5. Аспекты специфических материалов

5.1 Воздействие внешних факторов на долговечность и рост трещин 68 5 .1.1 Испытания на рост трещин

5.1.1.1 Испытания на рост трещин при постоянной амплитуде нагружения

5.1.1.2 Испытания на рост трещин при нагрузке "полет- за-полетом"

5.1.1.3 Испытания на рост трещин при упрощенной нагрузке "полет- за-полетом"

5.1.2 Испытания на изучение образования трещины

5.1.3 Заключение

Применение новых материалов для следующего поколения воздушных судов требует, помимо других испытаний, проводить испытания на образование и рост трещин, чтобы подтвердить, что новые материалы не хуже обычного сплава 2024. Так как это не может быть заключено из стандартных испытании роста трещин при 20 Гц в лабораторном воздухе, или в среде хлорида натрия, отделение Эйрбас Daimler-Benz выполнило сравнительные испытания образцов из сплавов 2024 и 6013 на рост трещин при нагружении спектрами постоянной или переменной амплитуды и более реалистичных частотах. Исследования роста трещин при низких частотах в лабораторном воздухе или в коррозийной среде показали, что скорость роста трещин в 6013Т6 такая же или ниже, чем для 2024T3/T42/T351, кроме случая низкой температуры и больших значений ДК. Из этого результата можно заключить, что 6013 - адекватный выбор материала для будущего самолета при рассмотрении аспектов роста трещин. Испытания на образование трещины показали, что поверхностная защита играет основную роль для предотвращения уменьшения усталостного ресурса в коррозийной среде.

5.2 Деградация материала.Стабильность свойств 2024 при длительной эксплуатации

Некоторые исследования [12] указали на возможность изменения со временем свойств материала, особенно характеристик роста трещин. Поэтому Daimler-Chrysler Эйрбас запустил программу испытаний для выяснения, изменяются ли свойства листов обшивки из материала 2024 при длительном сроке службы [13,14.].

Материал листа обшивки с толщиной 1.6 мм был взят из конструкции А300, который был модифицирован в грузовое судно, т. е. когда верхняя оболочка была заменена для установки грузового люка. Ко времени модификации (1998) самолет был уже 18 лет в эксплуатации. Этот материал был сравнен с плакированным сплавом 2024 (1.6 мм), который был произведен в середине 1997 и взят со склада (т.е. не использовался). Таблица 5-2 содержит программу испытаний по исследованию стабильности свойств 2024 при длительной эксплуатации. Были испытаны оба материала, лист из эксплуатировавшегося самолета и лист со склада. Помимо химического состава были исследованы механические свойства Rpo.2, Rm и А, характеристики роста усталостной трещины, вязкость разрушения, трещиностойкость и сопротивление межкристашштной коррозии.

1./ Schmidt, H.-J. and Schmidt-Braiidecker, В., Fatigue and Damage

2. Netherlands, June 1985 /39/ Gray, I.G., Fatigue Crack Propagation Programme for the Ä320 Wing, British

3. Aerospatiale, Toulouse, France, 1995 (unpublished) /60/ Hertel, H., Ermüdungsfestigkeit der Konstruktionen, Springer Verlag, Berlin, Germany, 196961/ N.N., DAG Dent Assessment Guideline, DaimlerChrysler Aerospace Airbus,

4. Hamburg, Germany, 2000 (unpublished) /62/ Schmidt, H.-J., Schmidt-Brandecker, B. and Trey, H., Ageing Aircraft,

5. Status of International Activities and Airbus Investigations, EADS Airbus

6. Technology Highlights, Hamburg, Germany, November 200063/ Schmidt-Brandecker, B. and Schmidt, H.-J., Experience on Airbus Full Scale

7. Fatigue Tests with Respect to Life Extension, CEAS Forum 'Life Extension

8. Aerospace Technology Opportunities', Cambridge, UK, March 199964/ Schmidt, H.-J., Management ofAging Civil Aircraft The Challenge of the

9. Aerospace Industry, Conference Fatigue 2002, Stockholm, Sweden, June 20021.765/ N,N,, Structural Fatigue Evaluation for Aging Airplanes, A report of the

10. Crack Propagation under Secondary Bending, Moscow State Aviation Institute (Technical University) MAI, Moscow, Russia, 2001 (unpublished)