ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Элементы конструкции систем управления из "Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций " Применительно к ВС гражданской авиации развитие усталостных повреждений в процессе эксплуатации в элементах систем управления имеет различные последствия в зависимости от того, по какому критерию предельное состояние было достигнуто. Если предельный размер трещины приводит к полному разрушению детали, то это предельное состояние сопровождается не только нарушением функционирования системы в целом, но и связано с нарушением силовой связи сопряженных деталей. В случае нарушения только функционирования, когда предельный размер трещины в детали не достигнут, последствия от развития трещины не связаны с нарушением механических связей. Однако в обоих случаях нарушение функционирования системы управления приводит к частичной или полной потере управляемости, а следовательно, к предпосылке летного происшествия. [c.740] Общие закономерности разрушения конструкций систем управления ВС рассмотрены далее на примере деталей различной геометрии, изготовленных из различных сплавов. Их разрушение в эксплуатации было обусловлено как недостаточной усталостной прочностью в пределах заданного ресурса, так и различного рода конструктивно-производственными отклонениями от требований чертежа, коррозионными повреждениями, а также нарушениями условий сборки при проведении ремонта ВС (табл. 14.1). [c.740] Во всех случаях развитие усталостных трещин в рассматриваемых элементах конструкций характеризуется двумя типами регулярного рельефа излома, на основании которого проводится оценка длительности роста усталостной трещины в полетах ВС. [c.740] Проведенный анализ показал, что применительно к случаям 1, 3, 6 (см. табл. 14.1) период распространения усталостной трещины составляет всего несколько тысяч циклов — в изломе были выявлены усталостные бороздки. В случае 1 развитие усталостной трещины в штифте, изготовленном из стали ЗОХГСА, происходило равномерно вплоть до зоны долома (рис. 14.8). На отдельных участках излома было выявлено растрескивание материала. На длине развития трещины около 2,3 мм длительность (число усталостных бороздок) роста трещины составила около 2600. Указанное число циклов нагружения с отмеченным растрескиванием материала, которое сопровождало рост трещины, свидетельствует о малоцикловом усталостном разрушении материала. [c.742] Частота возможного нагружения детали от вибрационных нагрузок в рассматриваемой конструкции гиромотора составляет не менее 10 Гц. Если исходить из того, что именно вибрационная нагрузка вызывает распространение усталостной трещины в детали и приводит к формированию усталостных бороздок, то длительность роста трещины составит не более 1 мин. Представленная длительность процесса разрушения противоречит выявленной морфологии рельефа излома. Выше было подчеркнуто, что рельеф излома характеризует процесс разрушения под действием нагрузок высокого уровня в области малоцикловой усталости с большим по величине шагом усталостных бороздок (1,5-2,0 мкм). Обстоятельства отказа также подтверждают низкую вибронапряженность детали. Уровень обычной вибрации в процессе развивавшейся трещины не был отмечен при работе гидромотора (до обнаружения отказа афегата). [c.742] В связи с этим наблюдаемая закономерность формирования морфологии рельефа излома отражает последовательность развития трещины от полета к полету и число таких циклов составляет 20-88 полетов с учетом условий функционирования системы. [c.742] Развитие трещины во фланцах гидроприводов тормоза закрылков (случай 3) происходило в течение около 5600 циклов по числу выявленных усталостных бороздок. Из анализа схемы нагружения фланцев тормоза гидропривода следует, что нагружение детали по условиям работы механизации крыла связано с пятью циклами нагружения детали за каждый цикл ЗВЗ. Из этого следует оценка длительности роста трещины около 1100 полетов. Вместе с тем, следует отметить роль вибронапряженности детали на развитие усталостной трещины. [c.743] Вибронапряжения в рассматриваемой детали могут возникать в результате пульсаций внутреннего давления. Они имеют нестационарный характер и разную но величине амплитуду и, следовательно, должны были вызывать формирование на поверхности излома весьма неравномерных по шагу усталостных бороздок. Тем более что в результате случайного характера нагружения на отдельных этапах повреждения должны были бы проявляться эффекты взаимодействия нагрузок в виде складчатости, зон вытягивания или линий смятия в результате кратковременной остановки трещины. По морфологии наблюдавшегося рельефа излома все перечисленные признаки случайного характера приложения к детали нагрузок отсутствовали. [c.743] Анализ данных по нагруженности фланцев также не подтвердил наличия в гидросистеме повышенных пульсаций давления, которые фиксировались в процессе проверки функционирования всей гидросистемы. Поэтому вибронагружение не определяло закономерность накопления повреждений во фланцах и вызывало продвижение усталостной трещины в эксплуатации. Формирование усталостных бороздок явилось следствием приложения в каждом полете пяти блоков переменной нагрузки, в каждом из которых уровень переменной нагрузки был столь мал, что его влияние на рост трещины оказалось пренебрежимо малым по сравнению с циклом ЗВЗ. [c.743] Развитие усталостной трещины в тяге управления закрылками (сл чай 6) самолета Ан-12 произошло в результате ее работы в нерасчетном режиме, вызванном неправильной установкой тяги. Тяга потеряла в работе устойчивость и в ней распространилась усталостная трещина (рис. 14.9). Начальная эллиптическая трещина, образовавшаяся путем слияния еще более ранних коррозионных трепщн, имела глубину около 0,65 мм и длину по поверхности около 2,5 мм. После того как трещина проросла на всю толщину стенки тяги, ее развитие происходило как по толщине, так и параллельно стенке тяги. К моменту разрушения тяги общая длина трещины с = 3,8 мм. [c.743] Исследование релье4)а излома было проведено в направлении роста трещины от максимальной глубины зоны коррозионного растрескивания материала до перехода к зоне окончательного разрушения тяги. Усталостные бороздки увеличиваются равномерно в направлении роста трещины, что свидетельствует о том, что после потери устойчивости тяги ее нагружение было регулярным в процессе роста трещины от полета к полету. [c.743] Длительность роста трещины по числу усталостных бороздок составила около 1100 циклов. [c.743] В процессе эксплуатации на самолете выпо.п-нялись регламентные работы, после чего было произведено 140 выпусков закрылка до разрушения тяги. Самолет проходил также ремонт, после чего было проведено около 1700 выпусков закрылка до разрушения тяги. Необходимо было определить момент неправильной установки тяги из условия, что ее нагружение за полет происходит 1 раз в момент выпуска закрылка для тяги последовательность операций выпуск-работа-уборка закрылка определяет цикл ЗВЗ при одновременном действии вибрационных нагрузок от набегающего на закрылок потока воздз ха. В связи с этим к тяге в цикле ЗВЗ приложены как вибрационная, так и меняющаяся 1 раз за полет нагрузка от нулевого до максимального значения. [c.743] Важен и еще один факт, который связан именно с коррозионным растрескиванием детали. Слияние коррозионных трещин могло быть результатом потери тягой устойчивости. Они уже были в детали и слились между собой в момент потери устойчивости. Но после этого, в результате воз-никщей концентрации напряжений, должна была иметь место смена механизмов разрушения от коррозионного растрескивания и усталости металла. В этом случае должен иметь место инкубационный период, который в случае высокой концентрации нагрузки и высокого уровня напряжений соответствует области малоцикловой усталости, когда больщая часть долговечности соответствует периоду роста трещины. В рассматриваемом случае из условий нагружения соотношение долговечности и периода роста трещины 1100/1700(100) = 60 %. Такое соотношение вполне соответствует высокому уровню нагружения детали и выявленному шагу усталостных бороздок от 0,5 до 7 мкм. [c.745] представленный подробный анализ кинетики усталостной трещины в тяге свидетельствует о том, что она была неправильно установлена в ремонте, а при проведении в эксплуатации регламентного ремонта ее неправильная установка не проверялась, хотя в тяге уже была усталостная трещина, размер которой по поверхности составил около 0,4 мм. [c.745] Таким образом, применительно к элементам конструкций систем управления ВС выявление единичных, регулярных усталостных бороздок, шаг которых равномерно возрастает в направлении роста трещины, следует связывать с единичными актами воздействия на деталь нагрузок от функционирования системы в полете (от 1 до нескольких раз), а не с вибронагруженностью деталей. [c.745] Относительно второй группы деталей, представленных в табл. 14.1 под номерами 2, 4, 5, в изломе которых были выявлены мезолинии и площадки между ними с различной морфологией рельефа излома (рис. 14.10), необходимо отметить следующее. [c.745] Измерение расстояния между мезолиниями свидетельствует о возрастании скорости роста трещины по мере ее продвижения (табл. 14.2). [c.747] Выполненные расчеты длительности роста трещины по зависимости расстояния мезолиний от длины трещины показали, что ее развитие в тяге происходило длительное время в течение около 8600 полетов. К моменту разрушения в эксплуатации тяга наработала 4772 ч, после последнего ремонта ее наработка составила 255 ч. Из условия средней продолжительности полета вертолета 30 мин указанные периоды в полетах составляют соответственно около 9544 и 510. Выполненный расчет показывает, что трещина была пропущена в ремонте. Это объясняется тем, что, по условиям ремонта, с тяги не смывается краска, а неразрушающие методы ее контроля не применяются. Визуально же выявить трещину не было возможности потому, что ее развитие происходи.по квазихрупко с едва заметным раскрытием берегов трещины в принороговой области скоростей роста трещины. В этом случае только специально настроенная аппаратура может быть эффективна в выявлении усталостных трещин. Причем под слоем краски такие трещины не выявляются даже ею, если не проведено специальной оценки чувствительности аппаратуры и ее настройки, как это имело место с контролем панели крыла ВС в эксплуатации, когда трещины не были выявлены, а после снятия краски их размер оказался в несколько сотен миллиметров [1]. [c.749] Вернуться к основной статье