Повышение усталостной долговечности высоконагруженных зон конструкций самолетов и качества их стендовых испытаний

• Автор: Адегова, Людмила Алексеевна
• Шифр специальности: 05.07.03
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2009
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 158 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ

1. РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ЧИСЛЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ НА

МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЯХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ

САМОЛЁТА ПРОХОДЯЩИХ СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ

1.1. Методы расчёта

1.2. Закономерности развития усталостных трещин

1.3. Методы схематизации случайных процессов нагружения

планера самолёта в полёте

1.4. Учёт влияния асимметрии цикла нагружения на долговечность

1.5. Гипотеза линейного суммирования повреждений
1.6. Разработка программ расчёта и визуализации эквивалентных
напряжений для пакета конечно-элементного анализа
1.7. Методика расчёта усталостной долговечности конструктивных
элементов
1.8. Выводы
2. ИССЛЕДОВАНИЕ НАГРУЖЕННОСТИ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ
КРИТИЧЕСКИХ ЗОН КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА САМОЛЁТА ПО
УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ
2.1. Определение оптимального порядка проведения испытаний
планера маневренного самолёта
2.2. Выбор оптимальных по количеству и топологии расположения
схем тензометрии для панелей флаперона самолёта
2.3. Определение зон конструкций с максимальными напряжениями, планирование технологии дефектации и контроля целостности
элементов планера самолёта в труднодоступных зонах
2.3.1. Исследование напряжённо-деформированного состояния
конструкции самолёта Су-27С № 23-05 при наземных испытаниях узлов навески шасси
2.3.2. Исследование НДС конструкции самолёта Су-27С
№ 23-205 при наземных испытаниях узлов навески шасси
2.3.3. Исследование НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при наземных испытаниях узлов навески шасси
2.3.4. Исследование НДС конструкции самолёта Су-34 при наземных испытаниях узлов навески шасси
2.3.5. Исследование НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при ресурсных испытаниях горизонтального оперения
2.3.6. Исследование НДС конструкции самолёта Су-ЗОМКИ при ресурсных испытаниях вертикального оперения и подфюзеляжных килей
2.4. Исследование влияния граничных условий на результаты численного анализа нагруженности отсека центроплана маневренного самолёта
2.5. Выводы
ИССЛЕДОВАНИЕ УСТАЛОСТНОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ САМОЛЁТОВ
3.1. Исследование долговечности и расчётная оценка эффективности ремонтов и доработок повреждённых конструкций в зоне шассийных балок маневренных самолётов
3.1.1. Отсек центроплана самолёта Су-27С №
3.1.2. Отсек центроплана самолёта Су-ЗОМКИ
3.1.3. Отсек центроплана самолёта Су
3.2. Исследование сопротивления усталости стыка крыла с фюзеляжем лёгкого самолёта
3.2.1. Расчётный анализ разрушения и эффективности доработки стыка нижнего пояса переднего лонжерона
крыла самолёта М101Т
3.2.2. Анализ долговечности стыка крыла с фюзеляжем по заднему лонжерону самолёта М101Т

3.3. Выводы
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
ПРИЛОЖЕНИЕ А: Листинг программы ecv.pas
ПРИЛОЖЕНИЕ Б: Листинг программы ecv.bas
ПРИЛОЖЕНИЕ В: Акты внедрения результатов работы

А = _с№У_ с1Ы (1 -Я)КС-АК’

где Я = -— коэффициент асимметрии цикла
В рамках данной работы зависимости роста трещин от числа циклов использовались при оценке остаточной долговечности.
1.3. Методы схематизации случайных процессов нагружения, планера самолёта в полёте
В реальных условиях эксплуатации самолёт подвергается действию переменных нагрузок с широким диапазоном изменения величин и частот. Информацию о внешних нагрузках получают на основании сбора и систематизации данных о нагружении конструкции самолёта в условиях эксплуатации. Для этих целей самолёты снабжают самописцами различных типов, которые регистрируют параметры нагружения. Нагружение самолёта в эксплуатации' представляет собой процесс во времени, который можно описать либо с помощью каких-то дискретных параметров этого процесса, либо с помощью теории случайных функций. С целью расчёта на усталостную долговечность случайные процессы нагружения в условиях эксплуатации самолёта заменяются некоторыми схематизированными процессами, которые подразумевают приведение процесса нагружения к последовательности циклов нагрузки с определёнными амплитудами и средними значениями. В самолётостроении используются следующие способы представления параметров повторяемости нагружения: «метод максимумов», «метод размахов» и «метод полных циклов». Первые два метода схематизации случайных процессов нагружения не достаточно точно описывают структуру внешних нагрузок и поэтому приводят к занижению усталостного повреждения по сравнению с реальными условиями эксплуатации самолёта. Наибольшее распространение при расчётах долговечности получил метод «полных циклов», который наиболее полно отражает влияние особенной экс-