НИО-9 Руководитель НИР : Калюта А. А.

1. РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНЫХ РАСЧЁТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ МЕТОДОВ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ПРОЧНОСТИ И ОБЕСПЕЧЕНИЯ РЕСУРСА ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ЭКСПЛУАТАЦИОННО-КЛИМАТИЧЕСКИХ И КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ ФАКТОРАХ НИО-9 Руководитель НИР : Калюта А. А.

2. Основание для выполнения НИР: Федеральная целевая программа «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года» (ФЦП РГАТ), утвержденная Постановлением Правительства Российской Федерации от 15 октября 2001 г. №728, с изменениями в соответствии с постановлением Правительства Российской Федерации от 11 мая 2007 г. №284 и изменениями от 7 мая 2008 года №364, Извещение Экспертного Совета при Научно-координационном совете Министерства промышленности и торговли Российской Федерации по координации, научно-техническому и организационному сопровождению реализации Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года» от 29 октября 2009 года «О рассмотрении предложений на выполнение работ в рамках Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года».

3. Цели исследований Общая: обеспечение снижения веса силовой конструкции самолетов нового поколения на 10…20 % и увеличение ресурса в 2…3 раза. Этап 1. Исследование эффективности традиционных и перспективных конструктивно-технологических методов обеспечения и повышения усталостной долговечности заклёпочных и болтовых соединений из алюминиевых, титановых сплавов, композиционных материалов в ожидаемых условиях эксплуатации авиационной техники нового поколения. Разработка методов оценки и прогнозирования остаточной прочности и сопротивления усталости высокоресурсных элементов авиаконструкций. Этап 2. Разработка и исследования расчётно-экспериментальных методов прогнозирования и обеспечения прочности и ресурса изделий авиационной техники при коррозионных воздействиях Этап 3. Разработка и совершенствование статистических методов расчётно-экспериментальной оценки и прогнозирования характеристик общей и остаточной прочности и усталостной долговечности конструкционных материалов, высокоресурсных элементов конструкций и особоответственных узлов и частей планера летательных аппаратов с учетом конструктивно-технологических и эксплуатационно-климатических факторов.

4. Сроки, этапы и задачи работы: Сроки выполнения этапов Этап 1 ─ январь 2013 г. ─ июнь 2015 года Этап 2 ─ январь 2013 г. ─ сентябрь 2015 года Этап 3 ─ июль 2013 г. ─ ноябрь 2015 года

5. Этап 1 1.1. Экспериментальное изучение влияния новых и перспективных технологий производства воздушных судов нового поколения и технологической наследственности на сопротивление усталости, герметичность, коррозионную стойкость конструктивных элементов и их соединений. 1.2. Экспериментальная оценка влияния релаксационных процессов, процессов старения, обусловленных временными, эксплуатационными и технологическими факторами, на общие и остаточные характеристики статической прочности, усталостной долговечности и эффективность мероприятий по повышению прочности и ресурса элементов конструкций планера самолёта. 1.3. Разработка рекомендаций по обеспечению и повышению конструктивно-технологическими методами показателей прочности, несущей способности, герметичности и проектного ресурса планера и механических систем летательных аппаратов в эксплуатационных условиях. 1.4. Разработка методов оценки и прогнозирования остаточной прочности и усталостной долговечности высокоресурсных элементов авиаконструкций.

6. Влияние времени экспозиции на сопротивление усталости заклёпочного соединения

7. Зависимость усталостной долговечности плоских образцов из алюминиевого сплава АК4-1Т1, л.3 с центральным заполненным отверстием от относительного натяга в полулогарифмических координатах.σm=133 МПа, σa=39 МПа, f=5,5 Гц

8. Зависимость усталостной долговечности плоских образцов с центральным отверстием из алюминиевого сплава АК4-1Т1, л.3 с заполненным отверстием от продолжительности экспозиции в лабораторных условиях при температуре 20ºС. Конус – сталь 30ХГСА. Начальный натяг 3%. σm=133 МПа, σa=39 МПа, f=5,5 Гц.

9. Зависимость относительного натяга от продолжительности экспозиции

10. Исследование влияния воздействия импульсного электрического тока при технологических операциях формообразования деталей планера самолета из алюминиевых сплавов ––○–– 1 – исходное состояние, ––□–– 2 – деформирование после воздействия ИЭТ (I =10 кА; τ = 120 с; Т = 60...70° С), ---●--- 3 – деформирование после воздействия ИЭТ (I = 10 кА; τ = 30 с; Т = 60...70° С). Частота нагружения f = 20 Гц; коэффициент асимметрии R = 0,1. Усталостная долговечность образцов с отверстием (Кt = 2,5), изготовленных из сплава Д16чАТ, л. 4 мм, деформированного (ε = 1,5%) при нормальной температуре после воздействия импульсного электрического тока

11. Этап 2 2.1. Разработка единого подхода к нормированию по условиям остаточной прочности и усталостной долговечности коррозионных эксплуатационных повреждений; 2.2. Выявление универсальных качественных и количественных показателей или параметров (меры) коррозионного поражения, однозначно отражающих его влияние на изменение механических характеристик конструкционных материалов при статическом и циклическом нагружении или несущей способности и ресурса конструктивных элементов; 2.3. Получение фундаментальных зависимостей сопротивления усталости лёгких конструкционных сплавов от меры их повреждения коррозией и календарного срока службы; 2.4.Разработка методов прогнозирования (оценки с учётом вероятности наступления событий) остаточной коррозионно-усталостной долговечности элементов планера летательного аппарата с коррозионными повреждениями.

12. f = F/t2, F — площадь миделя повреждения; t — толщина образца. Зависимости циклической долговечности сплава В95пчТ2от определяющего параметра f поверхностной язвы. Результаты испытаний, кривые регрессии и границы 95%-ных доверительных областей кривых (штриховые линии)

13. Квантильные кривые регрессии Квантильная кривая усталости σ, кг/мм2 N, цикл Y(1, f, P, Pc) N•σm = C σ1 Y(2, f, P, Pc) σ2 f N, цикл max, кгс/мм2 15 10 104 105 106 N, циклы P = 0,5 P = 0,1 P = 0,01 Кривые усталости сплава с поверхностными язвами размеромf = 0,1, 1,0 и 5,0 для вероятностей разрушения P = 0,5. 0,1 и 0,01

14. N, цикл 105 104 0,01 0,1 1 10 f ○ max = 10 кгс/мм2 max = 13,5 кгс/мм2 □ max = 18 кгс/мм2 P = 0,5 P = 0,1 P = 0,01 Рисунок 4.15  Результаты испытаний и кривые зависимости циклической долговечности сплава от параметра f поверхностной язвы при уровнях напряжений max = 10, 13,5 и 18 кгс/мм2 для вероятностей разрушения 0,5; 0,1 и 0,01. Нижние границы для вероятностей 0,1 и 0,01 определены с доверительной вероятностью 0,95

15. Изменение усталостной долговечности "гладких" образцов (kt =1,15) из сплава 1163РТВ с различной обработкой поверхности листа «ТО» при σ max =200 МПа после экспозиции в коррозионных средах в течение 300 суток без нагрузки (а) и под напряжением σ ст = 80 МПа (б)

16. Этап 3 3.1. Выявление методами линейного регрессионного анализа общих зависимостей (линейных или кусочно-линейных ─ в двойных логарифмических координатах) изменения параметров уравнений регрессии от количественных характеристик значимых конструктивно - технологических и эксплуатационно-климатических факторов. 3.2. Определение функциональных и корреляционных связей для функций влияния характеристик значимых конструктивно- технологических и эксплуатационно-климатических факторов на параметры уравнений регрессии конструкционных материалов, типовых конструктивных элементов, локальных зон натурных авиаконструкций. 3.3. Разработка и оценка эффективности, надёжности и достоверности статистических расчётно-экспериментальных методов прогнозирования прочности и ресурса изделий авиационной техники на основе методов регрессионного анализа.

17. 1. Разработка и исследование расчётно-экспериментальных методов прогнозирования усталостной долговечности изделий авиационной техники. Кривые усталости образцов из сплава 1163АТВ с Kt = 1,15 (1); 2,78 (2); 2,6 (3) (≈ при 104≤ N ≤ 5×106 циклов)

18. Кривые усталости образцов с отверстием d= 5 мм из сплава 1201Т1при σm = 180 (1), 150 (2), 130 (3), 108,3 (4), 84 (5), 70 (6), 35 (7), 0 (8)МПа

19. Зависимость между коэффициентами уравнений регрессии (отнулевое нагружение, 54 кривых уст., Д16АТ, АК4-1АТ1, 1163АТВ, 1201Т1, ПТ-7М, ВТ1-0, 12Х18Н10Т) lgNi = a + b lgσmaxi = a + (1,57 – 0,39 a) lgσmaxi (4) Для алюминиевых сплавов (32 кривых усталости) b = 1,6382 – 0,3994a

20. ОБЪЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ, ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ РАБОТЫ, ОБЪЕКТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ: ─ механические характеристики конструкционных металлических и композиционных материалов, характеристики прочности и сопротивления усталости типовых конструктивных образцов и элементов авиаконструкций при статическом и циклическом и программном нагружении в зависимости от значимых конструктивно-технологических и эксплуатационно-климатических факторов. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ─ проектные показатели общих и межремонтных ресурсов и календарных сроков службы авиатехники нового поколения; ─ конструктивно-технологическое исполнение воздушных судов нового поколения ; ─ номенклатура и механические характеристики конструкционных материалов, применяемых в конструкции планера воздушных судов нового поколения; ─ технологическое обеспечение производства воздушных судов нового поколения (оборудование, техпроцессы и операции, финишные и упрочняющие операции, их параметры и стабильность, технологическая наследственность, крепёж , доводка по весу и предельным отклонениям размеров, сборка, компенсация производственных погрешностей, входной и выходной контроль); ─ ожидаемые условия эксплуатации, нагруженность и интенсивность применения воздушных судов нового поколения, ─ факторы, отражающие конструктивно-технологические и эксплуатационные особенности новых и перспективных воздушных судов малой авиации.

21. ОБРАЗЦЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ • гладкие образцы, образцы с различными концентраторами напряжений из алюминиевых и титановых сплавов, полимерных композиционных материалов, образцы заклёпочных, болтовых, сварных и комбинированных соединений, гибридные конструкции, натурные элементы конструкции планера самолёта, изготовленные по традиционным, новым и перспективным технологиям в условиях опытного и серийного авиационного производства для обоснования возможности практической реализации разработанных методов и технологических рекомендаций, • образцы конструкционных материалов и соединений, использующихся в конструкции планера, элементов механических и трубопроводных систем новых и перспективных воздушных судов малой авиации .

22. ПУТИ РЕШЕНИЯ ПОСТАВЛЕННЫХ ЗАДАЧ 1. Расчётно-экспериментальные исследования по выявлению значимых конструктивно-технологических факторов, обеспечивающих основной прирост долговечности типовых конструктивных образцов, заклёпочных и болтовых соединений, натурных конструкций. 2. Выявление эксплуатационно-климатических факторов, значимых по влиянию на показатели прочности и сопротивления усталости для определения срока службы и ресурса соединений. 3. Исследование технического и коррозионного состояния элементов натурных авиаконструкций с большой эксплуатационной наработкой и образцов заклёпочных и болтовых соединений после различных воздействий внешней среды и временных экспозиций, изучение процессов деградации свойств материалов и прочностных и усталостных характеристик элементов конструкций. 4. Исследование влияния временнόго фактора на усталостную долговечность болтовых и заклёпочных соединений, модельных и натурных конструкций с эффектом упрочнения. 5. Исследование и моделирование процессов старения и деградации конструкционных материалов и конструктивных элементов (заклёпочных и болтовых соединений), композиционных материалов и конструкций из них) , накопления повреждений в эксплуатации. 6. Исследование влияния модельных форсированных температурно-силовых воздействий на остаточную долговечность заклёпочных, болтовых и комбинированных соединений с учетом конструктивно-технологических особенностей элементов конструкций. 7. Определение эквивалентов между продолжительностью календарных периодов хранения и параметрами форсированных режимов температурных экспозиций образцов заклёпочных и болтовых соединений. 8. Разработка методов определения эквивалентных по остаточной долговечности периодов экспозиции при различных параметрических воздействиях и комплексных лабораторных и натурных ресурсных испытаниях и прогнозирования срока службы и ресурса летательных аппаратов с учетом воздействия внешних факторов.

23. Актуальность и ожидаемые результаты Соответствие целей и задач НИР директивам Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года» по обеспечению для самолетов нового поколения снижения веса силовой конструкции на 10…20 % и увеличение ресурса в 2…3 раза и проектного ресурса среднемагистральных самолётов до 90 … 100 тысяч лётных часов. Сокращение стоимости, объёмов и сроков лабораторных испытаний в 3…5 раз, натурных испытаний – до 2 раз. Повышение достоверности результатов (снижение погрешности) расчётов общих и остаточных показателей сопротивления усталости образцов материалов и долговечности конструкций в 2…4 раза во всём исследуемом диапазоне конструктивно-технологических и эксплуатационно-климатических воздействий. Результаты работы могут быть использованы при проведении работ по оценке ресурса планера самолётов SSJ, МС-21, 2020, СДС, воздушных судов малой авиации.

24. Спасибо за внимание! Конец доклада

25. ПРИЛОЖЕНИЕ Информационно-иллюстративный материал

26. 1. Разработка и исследование расчётно-экспериментальных методов прогнозирования усталостной долговечности изделий авиационной техники. Кривые усталости образцов из сплава 1163АТВ с Kt = 1,15 (1); 2,78 (2); 2,6 (3) (≈ при 104≤ N ≤ 5×106 циклов)

27. Кривые усталости образцов с отверстием d= 5 мм из сплава 1201Т1при σm = 180 (1), 150 (2), 130 (3), 108,3 (4), 84 (5), 70 (6), 35 (7), 0 (8)МПа

28. Уравнение кривой усталости При отнулевом нагружении: lgNi= a + b lgσmaxi(1) При нагружении с переменными σm и σa: lg Ni= a + b lg σai(2) Уравнение регрессии: y = a + bx, (3) где yi = lg Ni, xi = lgσmaxiили xi= lgσai,

29. Расчёт коэффициентов уравнений регрессии — средние значения изучаемых величин

30. Зависимость между коэффициентами уравнений регрессии (отнулевое нагружение, 54 кривых уст., Д16АТ, АК4-1АТ1, 1163АТВ, 1201Т1, ПТ-7М, ВТ1-0, 12Х18Н10Т) lgNi = a + b lgσmaxi = a + (1,57 – 0,39 a) lgσmaxi (4) Для алюминиевых сплавов (32 кривых усталости) b = 1,6382 – 0,3994a

31. Зависимость между температурой испытаний и параметрами уравнений регрессии образцов с отверстием из сплава АК4-1АТ (1, 2) и АК4-1АТ1 (3, 4)

32. Влияние толщины на коэффициенты уравнений регрессии образцов с отверстием (Кt = 2,56) из приповерхностных слоёв плиты сплава 1201Т1

33. Зависимость коэффициентов уравнений регрессииa (тёмные точки), b (светлые точки) от Кt (Д16АТ)

34. Зависимости коэффициентов уравнений регрессии от величины σmдля образцов из Д16АТ (1, 2), из плиты 1201 (3, 4, 5,6), сварных образцов из листа 1201Т1 (7, 8), образцов с отверстием из листа 1201Т1 (9, 10)

35. Влияние длительности предварительной выдержки в среде NaCl (τ, час) на параметры уравнений регрессии образцов из сплавов Д16АТ (1, 2), АК4 – 1АТ1 (3, 4), 1201 (5, 6): a — тёмные точки, b — светлые точки

36. Методика ускоренных испытаний при отнулевых циклах нагружения Выполнив усталостные испытания на одном уровне максимального напряжения цикла и вычислив в соответствии с (4) коэффициент а, по экспериментально полученной зависимости b = f(a) можно определить параметр b и записать уравнение регрессии.

37. Модификации кривых усталости для расчёта долговечности шассийных балок (В95пчТ1, h c 3 до20мм)

38. Усталостная долговечность шассийной балки На основании исходной кривой усталости Np= 21 549 программных блоков. На основании модифицированных кривых усталости Np= 10 832 программных блоков. Экспериментальное значение Nэ= 8 057 программных блоков.

39. Ожидаемые результаты Выявляемые с помощью методов статистического анализа общие закономерности усталостного разрушения позволят: 1.Использовать ускоренную методику усталостных испытаний образцов для оценки ресурса изделий, 2.Осуществлять расчётное прогнозирование усталостной долговечности изделий авиационной техники при вариации эксплуатационно-технологических и конструктивно-технологических факторов во всём вероятностном диапазоне, 3.Осуществлять коррекцию базовых кривых усталости для расчётной оценки долговечности высоконагруженных зон конструкции при проектировании и разработке ЛА в широком диапазоне эксплуатационных нагрузок.

40. Разработка и исследования расчётно-экспериментальных методов прогнозирования и обеспечения прочности и ресурса изделий авиационной техники при воздействии эксплуатационно-климатических факторов Необходимость : Отсутствие методов определения соответствия (МОС) требованиям АП, например, АП-25.571 при доказательстве допустимости коррозионного повреждения; Требования Руководства по разработке Программ ТОиР MSG-3 — установление допустимого уровня коррозии для каждого конструктивно-важного элемента; Переход на эксплуатацию по состоянию — эффективность эксплуатации по состоянию перед другими формами ТО определяется максимальным использованием работоспособности каждого изделия — необходима количественная оценка текущего состояния по результатам обследования.

41. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ Разработка “меры” для коррозионного повреждения, определяющей остаточную прочность и коррозионно-усталостную долговечность конструкции с коррозией. Определение критериев (мерил оценки) повреждений коррозией конструкций, имеющих конструктивные концентраторы напряжений. Например, сравнение КП и конструкции по равновероятности усталостного разрушения Р(К) = Р (П) = Р: Р(Э) ≈ 2Р при Р << 1 или Р(Э) = 1,75 Р при Р = 0,5. Ресурс конструкции с повреждением должен быть сильно снижен. Разработка методов получения характеристик материалов с повреждениями коррозией. Разработка методов оценки с заданной вероятностью а) разрушения зон материала с КП, б) элемента конструкции с конструктивными концентраторами напряжений и КП, в) допустимых по условию неснижения ресурса размеров КП по условию предварительной коррозии. 5. Разработка методов по п.4 при условии одновременного действия переменных нагрузок и коррозионно-активной среды. 6. Исследования кинетики развития КП в различных коррозионно-климатических условиях для различных систем покрытий с целью прогнозирования срока службы.

42. Плотности распределения (логарифмов) долговечности образцов с концентратором напряжений и коррозионным повреждением Плотность распределения (логарифма) долговечности Повреждение Концентратор К y = lgN MКМп

43. Примеры коррозионных повреждений натурных конструкций Поверхностное повреждение типа коррозионной язвы обшивки фюзеляжа Ту-154Б Повреждение на кромке Поверхностное повреждение расслаивающей коррозией стенки стрингерафюзеляжа Ту-154Б Повреждение на кромке нижней полки балки

44. Модели коррозионных повреждений Поверхностное повреждение Кромочное повреждение Пример поверхностного повреждения Пример кромочного повреждения

47. f = F/t2, F — площадь миделя повреждения; t — толщина образца. Зависимости циклической долговечности сплава В95пчТ2от определяющего параметра f поверхностной язвы. Результаты испытаний, кривые регрессии и границы 95%-ных доверительных областей кривых (штриховые линии)

49. Расчётная схема модели полки лонжерона с повреждением

50. σmax, кгс/мм2 sh2 σmax, кгс/мм2 N, цикл Результаты испытаний на усталость и кривая усталости полок со свободным отверстием Зависимость выборочной дисперсии величины y = lgN от максимального напряжения цикла по результатам испытаний образцов-полок