ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Безопасное повреждение и относительная живучесть материала из "Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций " Эксплуатация ВС но принципу их безопасного повреждения связана с оценкой их технического состояния по различным критериям и подразумевает определение предельного состояния по выработке ресурса до предотказного состояния и до безопасного отказа [57]. Установление ресурса произвольному изделию авиационной техники из условия требуемой безопасности полетов по данным испытаний на надежность связано с оценкой ряда параметров. В частности, необходимо учитывать плотность распределения долговечности при принятом плане испытаний, эквивалентность программ испытаний ожидаемым условиям эксплуатации (соответствие циклов ЗВЗ или ПЦН), степень неадекватности принятой модели надежности изделия реальному физическому объекту, неэквивалентность ожидаемых и реальных условий эксплуатации, а также должно быть учтено качество изготовления изделия. Все перечисленные параметры могут быть оценены приближенно, что приводит к существенному рассеиванию рассматриваемой долговечности каждого элемента конструкции. [c.45] Ае — величина размаха деформаций, соответствует номинальному напряжению. [c.45] С которыми не происходит снижение предела усталости материала, лежит ниже 3,2Dg =160 р.м. С уменьшением асимметрии цикла указанная граница почти не меняется. [c.47] На основе развитых к настоящему времени подходов, используемых в описании закономерностей роста трещин от начальных дефектов в элементах конструкций, представляется возможным рассчитать период роста трещины и на его основе определять долговечность [68]. Испытания пластин из алюминиевых сплавов по специально разработанным программам, моделирующим условия нагружения крыла самолета [15, 24, 68-72], показывают высокое соответствие прогноза с результатами эксперимента. Эти расчеты подтверждают справедливость предположения о развитии усталостных трещин в течение всего периода нагружения конструкции даже от незначительных по величине дефектов. [c.47] Поэтому для определения предельного состояния элемента конструкции необходимо не только учитывать наличие начального дефекта на масштабном микроскопическом уровне, но и в последующем процессе увеличения длины трещины возникает возможность проведения контроля с обоснованной периодичностью для ее своевременного выявления. Используемые в расчетах коэффициенты запаса прочности при установлении ресурса по критерию усталостной прочности несут на себе смысловую нагрузку наиболее полного учета всех возможных несоответствий между предполагаемыми условиями эксплуатационного нагружения и условиями, воспроизводимыми в испытаниях. Они включают многообразие факторов, влияющих на рассеивание усталостной долговечности, в том числе и при наличии малых по величине дефектов типа трещин. [c.47] Начало распространения трещины является критической ситуацией для материала и тем более для элемента конструкции. Она отвечает точке неустойчивости, после которой снижается рассеивание в оценках усталостной прочности по критерию зарождения усталостной трещины. Они тем более достоверны, чем больший размер трещины использован в оценке долговечности. Однако степень неопределенности в оценках ресурса ВС остается, в том числе и потому, что после достижения критической длины трещины происходит быстрое. [c.47] Понижение степени неопределенности в оценках долговечности и привело к возникновению новой концепции проектирования ВС по принципу безопасного повреждения, который учитывает наличие трещин или дефектов материала уже на начальной стадии эксплуатации конструкции. [c.47] Опыт эксплуатации ВС гражданской авиации показал, что в пределах существующих ресурсов в отдельных элементах конструкции возникают и развиваются усталостные трещины на значительную длину или глубину [72-88]. Это может происходить по разным причинам. Так, например, сопоставление долговечностей на начальном этапе эксплуатации одного из транспортных самолетов по критерию роста усталостных трещин в обшивке крыла в эксплуатации и на стенде по специальным программам, моделирующим условия эксплуатации, показало следующее [73]. При введении ВС в эксплуатацию нагружение обшивки в полете рассматривали, исходя из эквивалента программы испытания на выносливость по расчету 2,0. Сопоставление со статистическими данными по появлению усталостных трещин в процессе увеличения срока эксплуатации ВС выявило (табл. 1.2), что значение эквивалента программы испытаний для средней части крыла транспортного самолета по критерию роста усталостных трещин состав.ляет 0,31. Расчетный эквивалент программы испытаний на выносливость существенно отличался от статистических данных по наработке к моменту появления усталостных трещин в аналогичных местах обшивки крыла ВС, хотя возникновение и распространение трещин до существенных размеров не было опасным. [c.47] Появление усталостных трещин может приводить к различным последствиям, в том числе и к катастрофам ВС, например из-за разрушений несущих элементов конструкции крыла [74, 75]. Трещины возникают на разных этапах эксплуатации ВС и ГТД и по своей природе принципиаяьно разделяются на три класса. [c.47] В титановой стойке шасси самолета Ан-74, изготовленной из сплава ВТ-22, были выявлены следы неубранного газонасыщенного слоя материала (так называемый альфированный слой), также оставшегося после штамповки детали. Измерения микротвердости показали, что разная глубина залегания дефектного слоя материала повышенной твердости характеризовала разную наработку стоек в эксплуатации на момент их разрушения (рис. 1.11). Меньшему по глубине дефектному слою соответствовала большая наработка детали в эксплуатации. Рассматриваемые случаи не привели к тяжелым последствиям, поскольку после распространения усталостной трещины окончательное развитие разрушения происходило во время стоянки самолетов по механизму медленного подрастания статической трещины под действием нагрузки от самолета при низких температурах окружающей среды в условиях Дальнего Севера. [c.48] Разрушение с обрывом изготовленной из алюминиевого сплава Д1Т лопасти воздушного винта самолета произошло в результате образования в производстве статического надрыва [79]. Лопасть воздушного винта имеет закрутку от основания к периферии с уменьшением сечения. В процессе производства лопасть получила некоторое отклонение ее геометрии от конструкторского чертежа, и для придания ей окончательной формы, соответствующей этим требованиям, она была подвергнута правке. В момент этой операции по основанию лопасти были такие напряжения, которые вызвали статический надрыв материала на глубину около 0,8 мм в одном из сечений. Реализованный участок оказался достаточным для возникновения и последующего развития в эксплуатации до критической длины усталостной трещины в пределах существующего ресурса, что привело к обрыву части лопасти в полете. [c.48] Очевидно, что в процессе производства авиатехники возникают и другие часто встречаюшиеся дефекты материала [81, 82]. [c.50] Третий класс эксплуатационных повреждений, вызывающих преждевременное разрушение детали, связан с неполным учетом условий эксплуатации ВС. Это соответствует указанному выше случаю, когда при испытаниях ВС не были учтены реальные условия его эксплуатации. Особенно это относится к случаям использования ВС в более интенсивных условиях нагружения, чем было предусмотрено при проектировании. Рассматриваемая ситуация относится к недостаточной усталостной прочности детали в пределах существующего ресурса. Сказанное иллюстрируют два примера. [c.52] Необходимо также иметь экономическое обоснование целесообразности проведения контроля и его эффективности в этой части. Начало введения контроля так или иначе связано с представлением о том, как долго деталь может эксплуатироваться до появления в ней усталостной трещины. Это означает, что помимо сведений о длительности процесса распространения трещины необходимо иметь представление о том, как долго трещина не будет возникать в элементе конструкции. [c.55] Достижение предела усталости для материала оказывается возможным только в ограниченной области циклического нагружения. При возрастании числа циклов нагрулсения даже для сталей, для которых не наблюдались разрушения на базе 10 -10 циклов, дальнейшее нагружение сопровождается появлением разрушений [99]. Исследования на круглых образцах стали SUJ2, содержащей С — 1,01 % и Сг — 1,45 %, при частоте изгиба с вращением 50 Гц влияния длительного нагружения на усталостную прочность показали следующее (рис. 1.17). Постепенное снижение уровня напряжения позволяет достичь второго предела усталости. Разрушения материала между двумя пределами усталости связаны с возникновением усталостной трещины под поверхностью элемента конструкции. Поэтому основная долговечность детали с трещиной определяется периодом ее зарождения и распространения до выхода на поверхность. В рассмотренных результатах эксперимента соотношение между первым и вторым пределом усталости составило 0,552. [c.55] Формальная запись уравнения (1.18) без учета локального влияния структурного состояния материала на развитие малых трещин, когда имеет место немонотонное развитие процесса разрушения [100], свидетельствует о существенном влиянии трех параметров на длительность роста усталостных трещин вязкости разрушения материала К , действующего напряжения и размера начального дефекта. Небольшие по размеру дефекты на поверхности материала оказывают влияние на изменение доли периода роста трещины в долговечности. [c.58] Исследования литейного алюминиевого сплава Al-Mg-Si (6082) со средним размером зерна 155 мкм путем изгиба образцов 7x12x60 мм были проведены для сопоставления влияния состояния поверхности образцов на длительность периода роста усталостных трещин [101]. Были испытаны образцы с поверхностью непосредственно после литья (S ) и с полированной поверхностью (SP). Полировку осуществляли в две стадии шлифовкой пастой с размером абразива 3 мкм и затем электрополировкой. Изучение зоны зарождения усталостной трещины при последовательной наработке в испытаниях образцов показало, что период роста трещины до достижения длины на поверхности около 100 мкм составил 35-65 % для полированных и 2-10 % для неполированных образцов. Поэтому были проведены расчеты периода роста трещин по формуле механики разрушения от их начальных размеров 6 и 45 мкм до критической длины а . = 3 мм. Оказалось, что для долговечности образцов (2-3)-10 циклов имеет место почти совпадение расчета периода роста трещины с полной долговечностью (рис. 1.19). Далее наблюдается все большее расхождение расчетного периода роста трещины и долговечности образцов. Фактически для гладкой поверхности образца независимо от степени ее поврежденности (полированная и неполированная поверхность) имеет место резкая смена в условиях зарождения и роста трещины в районе длительности нагружения 10 циклов. Меньшие долговечности отвечают области малоцикловой усталости, и для нее весь период циклического нагружения связан с развитием усталостной трещины. Большие долговечности связаны с постепенным возрастанием периода зарождения усталостной трещины. [c.58] Исследование литейного алюминиевого сплава СР601 с содержанием Si — 7,0 Mg — 0,43 Fe — 0,13 Ti — 0,032 Sr — 0,025 % при разной термообработке показало, что при наличии в материале литейных пор и раковин почти вся долговечность определяется периодом роста усталостной трещины [102]. С уменьшением размера раковины в направлении оси дендрита для разного уровня напряжения и асимметрии цикла имеет место совпадение определяемой расчетным путем длительности роста трещины и реализованного периода нагружения образца (рис. 1.20). Предложено рассматривать результаты испытаний образцов с дефектами в виде зависимости произведения размера дефекта на долговечность образца от напряжения. В рассматриваемых координатах усталостная кривая едина до момента перехода к пределу усталости. Его величина зависит от размера дефекта. [c.59] Полученные результаты эксперимента свидетельствуют о том, что при высоком уровне напряжения вся долговечность при наличии дефектов соответствует периоду роста трещины. Поэтому необходимо рассматривать период роста трещины как характеристику способности материала сопротивляться циклической нагрузке в течение значительного периода нагружения и использовать ее в определении срока эксплуатации конструкции. [c.59] Соотношение (1.21) указывает на уменьшение доли периода роста трещины в долговечности сварного соединения по мере возрастания числа циклов нагружения до разрушения соединения. Относительная доля периода роста трещины в периоде нагружения элемента конструкции до ра.зру-шения существенно зависит от условий нагружения элемента конструкции, вида материала и состояния поверхности, а также концентрации напряжений. При ВЫСОКО концентрации напряжений доля периода роста трещины в общей долговечности образца или элемента конструкции может оказаться значительной. Возникает естественный вопрос о том, в какой мере соотношение между периодами зарождения и роста трещины может быть использовано для характеристики поведения материала при циклическом нагружении. Указанная информация позволяет установить, насколько эти два разных способа накопления повреждений материала взаимосвязаны или зависимы между собой для разных условий нагружения и их концентрации в районе очага разрушения. [c.61] Вернуться к основной статье