«РИЖСКОМУ АВИАЦИОННОМУ УНИВЕРСИТЕТУ- 80 (1919-1999) 80-летнему юбилею учебного заведения ПОСВЯЩАЕТСЯ Сведения об авторе: Профессор, хаб. док. инж. наук, зав. каф. “ Эксплуатация воздушного транспорта” РАУ. Является ...»

Н.Г.Калинин возглавил исследования по работе авиационных тонкостенных конструкций в различных условиях нагружения. Продолжая работы, начало которых было доложено 1-ой НТК РКВИАВУ, он в январе 1951г. опубликовал результаты двух новых научных исследований. В первой [5.1] методом начальных параметров дал решение задачи о совместном изгибе двух балок, соединенных упругими связями, препятствующими взаимному вертикальному смещению одной балки относительно другой. Такая задача встречается при расчете на прочность тонкостенного фюзеляжа с вырезом или без него, подкрепленного одним или несколькими бимсами продольными балками большей изгибной жесткости. В этой работе было дано решение для случая двух балок, когда каждая из них произвольным образом загружена и закреплена. От общей задачи для оболочки с бимсом Н. Г. Калинин перешел к решению частной задачи: рассмотрению условий работы части оболочки - панели, состоящей из тонкой пластины, окаймленной стержнями и нагруженной сосредоточенными силами. Решение этой задачи было доведено до расчетного метода и также опубликовано в 1951г.[5.2] Продолжая традиции Н. Е. Жуковского по строительной механике самолета, Н.

Г. Калинин совместно с известными в этой области московскими учеными А. М.

Афанасьевым и В. А. Марьиным подготовил и издал книгу [5.3], комплексно излагающую сопротивление материалов и строительную механику. Содержание книги позволяло производить основные инженерные расчеты на прочность, необходимые в авиационной практике. Эта книга на многие годы стала настольной для авиационных инженеров-практиков и студентов старших курсов авиационных вузов. Развитие общих вопросов строительной механики реактивного самолета в направлении повышения безопасности полета для обеспечения требуемой эксплуатационной прочности и надежности поставило проблему достаточно точной оценки ресурса планера реактивного самолета сопротивлению усталости, в условиях больших знакопеременных нагрузок, а для больших скоростей - и в условиях действия аэродинамического нагрева конструкции. Это направление исследований уже в 50-ые годы возглавил К. Д. Миртов.

К этому времени он уже имел опыт теоретических и экспериментальных исследований по вопросам развития во времени процессов деформирования и разрушения конструкционных материалов. В частности, им были выполнены работы по описанию процессов ползучести и релаксации напряжений при однородном напряженнодеформированном состоянии конструктивных элементов, сделаны выводы о влиянии этих процессов на эксплуатационные характеристики элементов конструкций, работающих в условиях повышенных температур [5.4]. Были также выполнены исследования по вопросам усталости при нестационарном нагружении. Здесь наибольшего внимания заслуживает работа по энергетическому истолкованию линейной гипотезы суммирования усталостных повреждений Пальмгрена-Майнера.

Это истолкование придало линейной гипотезе, широко используемой на практике до настоящего времени как основного инструмента расчета усталостного ресурса при эксплуатационном нагружении, ясный физический смысл. Выводы о правилах суммирования усталостных повреждений являются логическим следствием двух исходных постулатов:

- разрушение в некотором объеме материала при переменном механическом нагружении наступает тогда, когда каждой единицей объема поглощается некоторая величина энергии разрушения, постоянная для данного материала;

- для энергии разрушения, поглощаемая единицей объема материала в каждом цикле, определяется параметрами напряжений в данном объеме (максимальное напряжение цикла, коэффициент асимметрии, частота и т. п.), но не зависит от предыстории нагружения.

Из этих предположений, с использованием закона сохранения энергии, получено правило линейного суммирования по кривой усталости регулярного нагружения [5.5, 5.6] 5.1. Проблема усталостной долговечности авиационных конструкций Конец 50-х и начало 60-х годов ознаменовались бурным развитием скоростных и высокогрузоподъемных видов воздушного транспорта. Возникшие в этой связи задачи снижения веса конструкции реактивного транспортного самолета при росте нагруженности ее частей потребовали принципиально новых подходов к расчетам эксплуатационной прочности и долговечности, к учету влияния эксплуатационной нагруженности, методам стендовых испытаний и к трактовке их результатов. В центре проблемы оказалась задача обеспечения усталостной долговечности конструкций.

Высокое рассеивание усталостной долговечности вынудило обратиться к вероятностным методам ее анализа и расчета. В конечном счете, любая вероятностная трактовка усталостной долговечности сводится к установлению закона ее распределения. Закон распределения в виде квантиля заданного уровня вероятности разрушения определяет ресурс конструкции из условий отсутствия разрушений.

Например, применительно к конструкциям планеров самолетов принято было использовать логарифмически-нормальный закон распределения усталостной долговечности. Если вместо него использовать закон распределения Вейбулла, то при одном и том же заданном уровне неразрушения, ресурс планера окажется меньшим, чем назначаемый. Таким образом, та или иная вероятностная трактовка усталостной долговечности может приводить как к неоправданным экономическим потерям, так и к риску усталостного разрушения.

В конце 50-х годов на страницах зарубежной печати велась ожесточенная дискуссия вокруг проблемы использования, либо логарифмически-нормального, либо Вейбулла законов распределения. От правильности принятого решения зависели и безопасность полета, и экономические показатели.

Интенсивные исследования по этому направлению развернулись в РКИИГА под руководством Х. Б. Кордонского. В 1961 г. в его работе [5.41] впервые была дана вероятностная модель образования логарифмически-нормального закона распределения, увязанная с известными физическими явлениями накопления усталости в металлах. Модель учитывала, что по ходу приложений циклических нагрузок изменения, протекающие в металле (образование и перемещение дислокаций и т.д.), постепенно затухают. Соответственно накопление усталости трактовалось как марковский процесс стационарный в пространстве состояний и нестационарный по времени. Эта работа опровергла высказывание Фрейденталя (США), что логарифмически-нормальное распределение долговечности не отвечает ни одной из реальных картин накопления повреждений. Точная трактовка указанной модели и относящиеся к ней задачи математического исследования были изложены в 1961 г. на четвертом Всесоюзном математическом съезде [5.42].

Б. Е. Корсаковым и Ю. М. Парамоновым были развиты вытекающие из модели аспекты, связанные с правилами суммирования усталостных повреждений при сложном эксплуатационном нагружении. Было показано, что модель дает качественное и количественное описание явления тренируемости металла, которое ранее наблюдалось в большом числе экспериментов. В книге [5.43], которая явилась первым систематическим изложением приложений методов теории вероятностей в машиностроении, эти результаты нашли краткое отражение. Из указанной модели в качестве следствия был разработан метод ускоренных усталостных испытаний, который получил название метода «доламывания» [5.44].

Итоговое рассмотрение относящихся сюда проблем, сравнение различных вероятностных трактовок усталостной долговечности, включая предложение об использовании обратного нормального распределения, содержится в работе [5.45].

Предложение об использовании вместо логарифмически-нормального закона распределения обратного нормального связано с проблемами описания усталостной долговечности при высокочастотных циклических нагружениях, включая нагружение ультразвуковыми колебаниями. Обратное нормальное распределение отвечает процессам немонотонного накопления повреждений, что не противоречит современным воззрениям на физику усталостных разрушений. При почти полном совпадении результатов с логарифмически-нормальным распределением для сравнительно высоких уровней нагружения, обратное нормальное распределение дает существенно более высокую достоверность определения ресурсов при низкоамплитудных высокочастотных нагружениях. Как показали позднейшие исследования, выполненные совместно с М. М. Лариным, на этой основе удалось построить эффективные методы экстраполяции квантильных кривых усталости.

С конца шестидесятых годов выяснилось, что применительно к действующим конструкционным материалам, невозможно создать высоконагруженные конструкции, которые при приемлемом сроке эксплуатации не имели бы по отдельным частям усталостных разрушений. Встала задача обеспечения высокой живучести конструкции.

Полное разрушение конструкции предотвращается за счет контроля ее состояния и выявления усталостных трещин в фазе их устойчивого развития. В этой связи возникла задача статистического анализа данных об эксплуатационных разрушениях. Совместно с Ю. А. Мартыновым, А. Я. Кузнецовым, В. П. Артамоновским, В. А. Макаровым, В. Л.

Растригиным, Н. С. Кулешовым был выполнен широкий цикл работ по статистическому анализу данных об усталостных разрушениях (трещинах) элементов конструкий планеров самолетов и авиадвигателей. Особенность исходных данных заключается как в наличии случайного цензурирования, так и в разовой фиксации наблюдаемой длины трещины. В результате анализа необходимо указать вероятность появления трещины при заданной наработке и закономерность ее развития. Общие принципы решения этой задачи отражены в книге [5.46]. На основе разработанных профессором Кордонским Х. Б. и его учениками методов была создана система вычислительных программ для практического использования.

Наряду с разработкой общей теории усталостных повреждений авиационных конструкций в процессе эксплуатации, велись работы в РКИИГА по созданию методов и изучению влияния различных факторов на характеристики сопротивления усталостному разрушению, а также методов прогнозирования этих характеристик при действии переменных эксплуатационных нагрузок. Эти работы (по первому направлению) возглавил профессор Миртов К. Д.

Наиболее интересные результаты, полученные в исследованиях первого направления, состоят в следующем. В работах Сегала Я. С., преимущественно экспериментальных, исследована кинетика развития процесса усталостного разрушения при испытаниях образцов на консольный изгиб с вращением. Установлено, что прогиб на конце образца меняется весьма сложным образом с увеличением наработки, причем по записи прогиба представляется возможным судить о стадиях развития процесса усталости [5.7]. Удалось установить по кривой "наработка-прогиб" момент появления усталостной макротрещины и с использованием энергетического подхода теории трещин получить количественную связь между прогибом и размером трещины, а затем и разработать методику получения кинетической диаграммы роста трещины [5.8]. К этому же направлению относится цикл работ, выполненных Р. М.

Вахитовым и посвященных исследованию влияния формы цикла изменения переменной регулярной нагрузки на усталостную долговечность и скорость роста усталостной трещины [5.9]. Автором была создана оригинальная экспериментальная установка с гидравлическим нагружением, причем управление усилием гидроцилиндров в пределах одного цикла осуществлялось специальным программным устройством.

Второе направление исследований получило наиболее интенсивное развитие в теоретическом обосновании вопросов индикации усталостного повреждения и, на этой основе, прогнозирования остатка ресурса ответственных элементов конструкции.

Вопросам теории оценки ресурса посвящены работы Ю. М. Парамонова. В них были рассмотрены решения следующих задач:

1. Разработка математических методов определения назначенного ресурса и допустимости эксплуатации до требуемого ресурса. Во второй задаче определялась потребность длительности испытаний, подтверждающей возможность эксплуатации до требуемого ресурса.

Исходная информация при решении этих задач была: число самолетов в эксплуатации и результаты испытаний на усталость, доведенных, либо не доведенных до разрушения соответствующего силового элемента (по работам Х. Б. Кордонского, К.

Д. Миртова, В. П. Павелко).

2. Разработка критерия для различения двух наиболее распространенных законов распределения усталостной долговечности (логарифмически-нормального и Вейбулла) и решение проблемы обеспечения надежности при одновременном решении задач и проверки вида закона распределения и определения назначенного ресурса.

3. Разработка методов оценивания параметров и определения назначенного ресурса по результатам испытаний, в которых имело место однократное изменение режима нагружения: при «доламывании» в лаборатории элементов конструкции или их образцов ранее нагружавшихся в эксплуатации, либо при «доламывании» в эксплуатации образцов, имеющих предварительное нагружение в лаборатории.

Решение первой задачи осуществлялось на основе, разработанной Ю. М.

Парамоновым теории р – границ для случайных величин первого и второго рода [5.47, 5.48].

Применительно к самолетам Y - минимальная наработка парка самолетов до отказа; X = ( X1, …, Xn ) – наработки до отказа n испытаний (в лаборатории) экземпляров. Сама р – граница интерпретируется как назначенный ресурс.

Определение назначенного ресурса - это использование р – границы первого рода;

граница второго рода ( константы С ) – определение требуемого назначенного ресурса.

Решение второй задачи, продолжавшей исследования Х. Б. Кордонского, состояло в получении формулы для расчета и составлении таблицы границ критических зон и мощности для равномерно наиболее мощного инвриантного критерия, статистика которого определяется отношением плотностей вероятности для максимального инварианта при двойном экспоненциальном и нормальном распределениях ( к сравнению этих распределений сводится задача сравнения распределений Вейбулла и логарифмически –нормального при использовании логарифмической шкалы). Краткие результаты, полученные из таблиц, включены в методические указания Госстандарта.

Решение третьей задачи продолжали работы [5.50….5.52],где была рассмотрена задача оценивания назначенного ресурса по результатам испытаний в лаборатории на форсированных режимах нагружения некоторых моделей силовых элементов ( индикаторов усталостного повреждения ) и по данным об остаточной долговечности таких же индикаторов, отказавших в эксплуатации после некоторой фиксированной предварительной наработки в лаборатории. При использовании метода Монте-Карло производилось моделирование соответствующего процесса и получены таблицы для коэффициентов, необходимых для определения назначенного ресурса по совокупности данных об отказах в лаборатории и в эксплуатации.

Частным случаем рассмотренной задачи является задача гарантийного прогнозирования в регрессионной модели, например, прогнозирование усталостной наработки крыла по взлетной массе, которая с заданной вероятностью (гарантией) не будет превышена в будущих полетах.

К работам научной школы РКИИГА примыкали и исследования, которые в конце 60-х начале 70-х г. г. велись в РВВАИУ им. Я. Алксниса. Здесь было выполнено теоретико-экспериментальное исследование Ю. П. Григорьевым, результаты которого в 1971 г. им были защищены в качестве докторской диссертации. Работа была посвящена исследованию повреждаемости и разрушению металлов при программном нагружении [5.53]. Ю. П. Григорьев получил инженерное решение задачи об определении долговечности металла под действием произвольной нагрузки.

Рассмотрел влияние случайных одиночных перегрузок на работоспособность образца и произвел сравнение различных программ нагружения с точки зрения их влияния на долговечность. Кроме того, им была разработана методика расчетного определения степени поврежденности металла под влиянием повторно статических нагрузок.

В конце 60-х в РКИИГА были заложены основы практического создания и экспериментального обоснования индикаторов усталостного повреждения [5.10,5.11], необходимых для практической оценки остаточного ресурса. Основным исходным предположением индикации усталостного повреждения является создание такого устройства, которое являлось бы моделью конструкции в некоторой критической зоне в отношении характеристик усталостной долговечности. Это означает, что если такой индикатор испытывает ту же историю механического нагружения, то зарождение усталостных трещин в конструкции и индикаторе будет происходить при одной и той же наработке. Методике подбора индикаторов, экспериментальному обоснованию идентичности усталостных характеристик и исследованию условий ее существования, многим другим методическим вопросам посвящены цитировавшиеся работы и другие работы профессора Миртова К. Д. И его учеников Нестеренко Г. И., Белайчука А. К., Слепечеца Е. Н. Логическим завершением этих работ явилось авторское свидетельство на способ определения усталостной долговечности конструкции [5.12], разработка методики индикации усталостного повреждения самолетов гражданской авиации и проведения опытной эксплуатации индикаторов.

Из работ этого периода особо следует отметить также исследования по так называемым "эквивалентным образцам" 5.22, 5.23. Эквивалентные образцы - это элементы реальной конструкции, эксплуатировавшиеся в типовых для данного летательного аппарата условиях и снятые с самолета при ремонте после достижения определенной наработки. В последующем в лабораторных условиях при регулярном нагружeнии эти элементы доводятся до разрушения и по характеру изменения остаточной долговечности от предшествующей наработки выносится суждение о состоянии других элементов конструкции, для которых процесс накопления усталостного повреждения развивается аналогично. Такой подход является весьма перспективным.

Научный коллектив под руководством профессора МИРТОВА К.Д., занимался также разработкой методов определения внутренних силовых факторов в элементах конструкции самолета при действии нестационарных нагрузок. Внимание к этому направлению определялось той важностью, которая играет точность определения напряжений в силовых элементах для правильного расчетного определения усталостной долговечности. Начало работам этого направления было положено использованием электромеханической аналогии между динамическими процессами при нагружении механических систем и нестационарными процессами в линейных электрических цепях. Первые практические разработки этих вопросов осуществлены в работах МУХО B.C. 5.13 выполнившего комплекс методических исследований. В дальнейшем предложенная им модель была использована в работах МАКЕЕВА В.Я. по флаттеру крыла 5.14. Полная модель свободного самолета с упругим крылом, фюзеляжем и оперением была разработана ПАВЕЛКО Т.В. 5.15 и использована для исследования частот и форм колебаний конструкция, изучения аэродинамического нагружения конструкции и полета в неспокойном воздухе 5.16, 5.17. Показана также высокая эффективность использования электрической модели самолета для решения задач о накоплении усталостных повреждений 5.18. НИКОЛАЕВ А.П. линейную модель самолета дополнил моделью нелинейных опор шасси и исследовал вопросы применимости электрического моделирования для определения внутренних силовых факторов в элементах конструкции на наземных этапах движения 5.19.

5.2. Изучение характеристик живучести авиационных конструкций для перехода к эксплуатации их по техническому состоянию и методы диагностирования текущего состояния.

В конце 60-х, начале 70-х годов в Риге в РKИИГА группа ученых на кафедре конструкции и прочности самолетов под руководством проф. К.Д.МИРТОВА и в научно-исследовательской лаборатории при кафедре эксплуатации авиационной техники под руководством проф. А.И.ПУГАЧЕВА развернула работы по подготовке и переходу к новой системе обслуживания и ремонта авиационной техники по состоянию.

Отказ от эксплуатации авиационной техники по заданному ресурсу и переход к эксплуатации по техническому состоянию явился важным событием в развитии авиатехники в СССР и за рубежом. Этот переход требовал большой исследовательской работы, часть из которой и взяла на себя группа рижских ученых в РКИИГА. К этому времени стало уже ясно, что применяемая планово-предупредительная система технического обслуживания и ремонта авиатехники свои возможности исчерпала, а поэтому требуются новые, более прогрессивные методы.

Для решения задачи интенсификации производственной деятельности авиационно-технических предприятий в условиях все усложняющейся авиационной техники наиболее полно отвечала этим требованиям система обслуживания по состоянию. Однако, для ее внедрения необходимы были следующие условия: изучение законов накопления усталостных повреждений и роста трещин, контролепригодность авиационной техники, наличие диагностической аппаратуры, разработанные режимы диагностирования, выбранные диагностические параметры и определены их изменения по наработке.

Коллектив кафедры эксплуатации авиатехники PКИИГА совместно с Гос НИИ ГА стал выполнять работы в области технической диагностики механических систем летательных аппаратов. Разрабатывались методы и средства диагностики указанных систем, определялись контролируемые параметры, разрабатывались требования к конструкторским бюро по улучшению контролепригодности авиатехники. Результатами этой работы были принятые в серийное производство ультразвуковой течеискатель (ТУЗ) для определения внутренней негерметичности агрегатов гидросистем, прибор контроля электромеханизмов (ТЭСТ), прибор контроля внутренней негерметичности гидросистем (ПКВН) и прибор контроля турбохолодильников.

Однако в связи с проблемой эксплуатации авиаконструкций по фактическому техническому состоянию большое значение наряду с индикацией усталостных повреждений в конструкции и системах, как указывалось, приобрело изучение закономерностей накопления усталостных повреждений в элементах авиаконструкций и роста усталостных трещин, а также способов задержки этого роста.

Для решения задачи эксплуатации конструкции планера по техническому состоянию основополагающее значение имела и информация о характеристиках живучести авиаконструкций. Первыми работами, выполненными в Риге в этом направлении, были статья К.Л..МИРТОВА, В.П.ПАВЕЛКО, Р.В.САКАЧ 5.21, 5.23, которые положили начало исследованиям группы ученых под руководством В.П.ПАВЕЛКО (РКИИГА) в последующие годы.

В исходной работе В.П.ПАВЕЛКО 5.24, исходя из обобщенного критерия разрушения В.В.НОВОЖИЛОВА и О.Г.РЫБАКИНОЙ, построил механическую теорию роста усталостных трещин при произвольном переменном нагружении.

Основным ее допущением является утверждение, что вершина трещины при произвольном нагружении достигает заданной точки тогда, корда в ней достигается предельное значение пластической составляющей интенсивности деформаций, определяющееся траекторией пластической деформации в этой точке при предшествующем нагружении. При циклическом нагружении или при переменном нагружении с медленно меняющейся амплитудой напряжений теория дает формулу, принципиально совпадающую с формулой ПЕРИСА, но с показателем степени, зависящим от показателя упрочнения материала. Кроме того, формула хорошо описывает, по крайней мере, для алюминиевых сплавов, зависимость скорости роста усталостной трещины от коэффициента асимметрии.

В последующий период исследования по изучению закономерностей роста усталостных трещин были продолжены в двух направлениях. Первое из них посвящено проблеме торможения усталостных трещин местным наклепом материала в окрестности вершины трещины 5.25,5.26. Теоретически было показано, что если на пути роста усталостной трещины в листе местным обжатием материала пуансонами в направлении, перпендикулярном листу, с удельным давлением в 2... 3 раза превышающим предел текучести материала создать зону местного наклепа, то в средине ее создаются остаточные напряжения сжатия. При попадании вершины трещины в эту зону она надолго задерживается или останавливается вообще в зависимости от уровня активного нагружения. При некоторых допущениях вычислено влияние остаточных напряжений на коэффициент интенсивности напряжений при продвижении через зону наклепа.

На рис. 5.1 представлен пример сопоставления расчетного и наблюдаемого в эксперименте роста усталостной трещины через зону наклепа. В последующих исследованиях полученные результаты широко использовались при разработке метода исследования характеристик усталости листовых образцов со многими концентраторами напряжений. Для обработки данных такого рода испытаний был развит эффективный метод обработки результатов, основанный на наилучшей в смысле наименьших квадратов аппроксимации нижней ветви эмпирической функции распределения долговечности [5.27. Второе направление исследований по росту усталостных трещин относится к разработке методов учета конструктивнотехнологических особенностей типовых участков авиаконструкций на напряженность в окрестности вершины трещины и скорость ее роста в условиях переменного механического нагружения. На основании анализа методами плоской теории упругости решена вспомогательная задача о напряженном состоянии бесконечной пластинки, ослабленной эллиптическим, криволинейным треугольным или квадратным отверстием, под действием сосредоточенной силы в произвольной точке плоскости. В предельном случае эллиптического отверстия, вырождающегося в щель, получаемое решение использовано для записи системы уравнений совместности деформации с подкрепляющими стрингерами. В такой постановке реализован на ЭВМ алгоритм анализа расчета напряженного состояния элементов подкрепленной панели с трещиной, который показал, что с увеличением относительной жесткости стрингеров возрастает как их подкрепляющее влияние на пластинку, так и снижается нагруженность собственно стрингеров. Описанные расчетные методы подкреплялись и корректировались на основе специальных экспериментов на подкрепленных панелях.

Параллельно с развитием исследований по росту усталостных трещин в этот же период много внимания уделяется проблеме расчете и повышения сопротивления усталости авиационных заклепочных соединений. Это связано как с традиционной распространенностью в авиации этого испытанного десятилетиями вида соединений, так и возрастанием интереса к нему в связи с развитием безопасно повреждаемых конструкций. Начало работ по прочности заклепочных соединений относится к разработке методов анализа внутренних усилий в соединении листа со стрингером переменного по длине поперечного сечения 5.28, 5.29. На основании сопоставления с экспериментом установлена необходимость и разработаны рекомендации по учету податливости крепежа в расчетах распределения внутренних усилий, как при упругом нагружении, так и в случае, когда в окрестности части заклепок развиваются пластические деформации 5.30. В дальнейшем, в связи с решением упоминавшейся упругой задачи для пластинки с отверстием под действием сосредоточенной силы и реализацией на ЭВМ алгоритма вычисления единичных перемещений и напряжений, были решены задачи о напряженно-деформированном состоянии подкрепленной стрингерами или листовой накладкой панели с вырезами указанных очертаний [5.31 ….

5.33.

Дальнейшим шагом в этом направлении являлась разработка упругой модели изолированного крепежного элемента, расчетная схема которого представлена на рис.3.2. Использование этой модели позволило провести анализ окружных и контактных напряжений и сделать выводы о расположении точек наибольшей концентрации напряжений на контуре отверстия под крепежный элемент в зависимости от соотношения упругих характеристик листа и включения, соотношения напряжений общего поля и напряжений смятия, их относительной направленности, а также от степени радиального натяга или величины зазора при постановке крепежного элемента.

Только рассмотрение общей картины распределения напряжений позволило качественно объяснить некоторые особенности процесса зарождения усталостных трещин на контуре отверстий под заклепки и болты. В частности, это позволило определить характер упрочнения зоны отверстий местным наклепом, позволяющим создать благоприятные сжимающие напряжения и в 5 и более раз повысить усталостную долговечность заклепочного соединения 5.34, что видно из рис.3.3.

Логическим итогом разработок по прочности заклепочных соединений при переменных нагрузках явилось создание прикладной теории усталостного разрушения заклепочных соединений 5.35, 5.36. Многочисленные испытания на моделях различного рода соединений подтвердили высокую точность теории 5.37, 5.38. Было показано, что теория применима не только при упругом деформировании, но и в условиях развития в окрестности заклепок пластических деформаций.

Разработанная теория позволяет решать задачи расчета достаточно сложных, авиационных конструкций, выбирать их лучшие варианты. Проведенные многочисленные эксперименты подтверждают, что прикладная теория усталостного разрушения заклепочных соединений позволяет качественно и количественно описывать процесс зарождения усталостных трещин и разрушения заклепочных соединений.

Все разработки, выполненные на основе проведенных исследований имеют непосредственную практическую направленность и многие из них использованы при решении задач обоснования ресурсных характеристик реактивных самолетов и для повышения эффективности их ремонта.

В последующем на тех же исходных принципах, что и в случае прикладной теории усталостного разрушения заклепочных соединений, в ряде работ были развиты принципы обобщения данных об усталостных дефектах на основе учета напряженного состояния 5.39, 5.40]. Высокие требования к надежности авиационной техники, уровню безопасности полетов, усложнение и удорожание авиационной техники, переход к техническому обслуживанию реактивной авиации по фактическому состоянию потребовали создания новых автоматизированных систем диагностирования параметров конструкции.

Описание состояния сложной технической системы и диагностики его изменения в процессе эксплуатации требует измерения и анализа большого количества характеристик - параметров состояния, поэтому эффективное комплексное решение такой проблемы возможно лишь при использовании автоматизированных систем сбора, обработки и анализа параметров, характеризующих состояние этой сложной системы.

С вводом в эксплуатацию в последние годы современных широкофюзеляжных самолетов большой пассажировместимости типа Ил-86 проблема обеспечения безопасности полетов ставится наиболее остро. Снижение вероятности отказов жизненно важных систем самолета в полете может быть достигнуто путем анализа его технического состояния перед вылетом. Такой анализ должен основываться на информации об изменении параметров системы в течение последнего и предшествующих ему полетов. Это позволяет не только оценить техническое состояние объекта на момент вылета, но и прогнозировать его изменение на время предстоящего полета.

Специалистами РКИИГА в составе авторского коллектива, состоящего из ВЛАДИМИРОВА Н.И., КРАСНИКОВА Л.Ф., КОНЯЕВА Е.А. и ПРИКЛОНСКОГО А.И., а также с участием предприятий промышленности и Московского транспортного управления была разработана автоматизированная система диагностирования АСД "Анализ-86", предназначенная для оценки и прогнозирования тенденций изменения технического состояния самолета Ил-86 в процессе эксплуатации.

Информационной базой системы является совокупность значений параметров, характеризующих состояние систем самолета на всех этапах полета, зарегистрированных бортовым магнитным регистратором типа МСРП-256.

АСД "Анализ-86" относится к наземно-бортовым типам систем и включает в себя бортовую и наземные части. На борту самолета осуществляется измерение значений параметров систем, преобразование их в цифровую форму с последующей регистрацией на съемный магнитный накопитель. Эти функции выполняют штатные датчики, установленные на объектах диагностирования, преобразователь аналог-код, мультиплексор, управляющий частотой и последовательностью опроса датчиков и цифровой магнитофон со съемным накопителем.

Регистрирующая система МСРП-256 ежесекундно фиксирует значения параметров и 167 разовых команд, характеризующих положения исполнительных механизмов различных систем. Наземная часть представляет собой комплекс, включающий устройства преобразования информации к виду, удобному для ввода ее в ЕС ЭВМ, собственно ЭВМ с набором периферийных устройств, и группы анализа участка диагностики авиационно-технической базы. Наземная часть обеспечивает ввод информации в ЕС ЭВМ, предварительную обработку данных, решение функциональных задач диагностирования технических систем, сбор и хранение диагностической информации в автоматизированном банке данных и информирования пользователей.

После перезаписи на ленту ЕС ЭВМ декодирования информации она поступает на вход функциональных задач для последующего анализа. Результаты анализа в виде диагностических и информационных сообщений о техническом состоянии объекта предоставляются в распоряжение группы анализа для принятия решения о техническом состоянии систем и необходимом объеме работ по техобслуживанию. Банк данных обеспечивает сбор статистической информации о техническом состоянии объекта диагностирования за длительный период его эксплуатации, прогнозирование тенденций изменения его характеристик, отслеживание результатов работы по техническому обслуживанию. Система "Анализ-86" позволяет пользователю управлять процессом решения при помощи дисплея. Он может выбирать задачи, которые ему необходимы в данном сеансе и, отменять ненужные.

С точки зрения безопасности полетов и надежности летательного аппарата в целом наибольшее значение имеет комплекс функциональных задач по оценке и прогнозированию системы "Анализ-86" состояния двигателей. В состав комплекса входят задачи диагностирования двигателей по данным горизонтального полета, контроля системы автоматического регулирования на всех этапах полета, оценки и прогнозирования тяги на взлете; контроля маслосистемы и вибросостояния двигателя, расчета эквивалентной наработки двигателя.

Решение указанных задач позволяет обнаруживать на ранней стадии развивающиеся неисправности двигателя и его систем, выявлять двигатели с повышенным расходом топлива и т.д. 1-ая очередь АСД "Анализ-86" разработана в 1981-8З г.г. и внедрена в промышленную эксплуатацию с 1 января 1984 года в практику работы Внуковского производственного объединения ГА. За время опытной эксплуатации в результате отладки системных и функциональных задач достоверность диагностирования доведена до 0,96. За период опытной и промышленной эксплуатации были своевременно обнаружены развивающиеся неисправности двигателя и его систем, отказы датчиков системы измерения и регистрации.

Средняя оперативная продолжительность диагностирования всего комплекса задач - 10 мин. на час полета. В 1984г. начаты работы по тиражированию системы "Анализ-86" во всех авиапредприятиях, эксплуатирующих самолет Ил-86. Теоретические основы этой системы были изложены Н.И.ВЛАДИМИРОВЫМ и Л.Ф.КРАСНИКОВЫМ в ряде публикаций [5.54, 5.55]. Для оценки и контроля уровня нагруженности и учета усталостной наработки крыла Ил-86 по записям того же МСРПв РКИИГА проводились и продолжаются работы под руководством профессоров Ю.М.ПАРАМОНОВЫМ 5.56 и Х.Б.КОРДОНСКИМ 5.57,5.58. В работах группы Ю.М.ПАРАМОНОВА записи магнитного самописца режима полета, записывающего в частности, перегрузку, массу топлива, углы отклонения закрылков и другие параметры, обрабатываются по определенным алгоритмам на наземной ЭВМ и переводятся в траекторию изменения изгибающего момента. Исследуются вероятностные характеристики соответствующего процесса и с помощью метода полных циклов и линейной теории суммирования усталостных повреждений рассчитывается накопленное усталостное повреждение, сравниваемое с усталостным повреждением при усталостных испытаниях крыла в лаборатории. Это позволяет следить за отличием фактической усталостной наработки от наработки при типовом полете, воспроизводимом в лаборатории.

По предварительным оценкам результатом этой работы явится увеличение срока жизни самолетов Ил-86 примерно на 10%. Работа проводилась в содружестве с ЦАГИ, Гос НИИ ГА и КБ им. С.Б.Ильюшина. Группа под руководством профессора Х.Б.Кордонского исходила из несколько других предпосылок, основанных на создании счетчиков ресурса.

Эксплуатационные наработки машин исчисляются в ряде единиц. Например, наработка планера самолета исчисляется в числе полетов и в числе летных часов.

Исчисление в летных часах отражает влияние нагружения при горизонтальном полете.

Исчисление в числе полетов отражает влияние нагружения при взлетах-посадках.

Использование нескольких исчислений наработок связанно с необходимостью учета индивидуальных особенностей условий эксплуатации. В этой связи, начиная с семидесятых годов, в ряде стран ведутся энергичные работы по созданию счетчиков ресурсов. Счетчик ресурса предназначен для учета индивидуальных особенностей нагружения машины и коррекции на этой основе ее ресурса, частоты профилактического обслуживания и т.д. Позднее был предложен счетчик нагруженности (ресурса) оригинальной конструкции и была разработана его частная теория [5.57, 5.58]. Счетчик нашел применение на самолетах гражданской авиации.

Однако здесь за частной проблемой стоят общие вопросы исчисления наработки системы. Оказалось, что проблемы построения счетчиков ресурсов, линейного суммирования повреждений, статистического анализа данных о разрушениях, обоснования выбора закона распределения долговечности в самом общем виде замыкаются на теорию исчисления наработки системы. Здесь содержится новая область исследований, так как выполненные работы создают лишь начальные подходы к этой новой и достаточно трудной проблеме. Так, теоретически и практически рижские авиационные ученые решают проблему повышения эксплуатационной прочности и надежности современных реактивных самолетов с целью обеспечения высокой степени их безопасности полета. Результаты более поздних исследований, полученных Школой проф. Ю.М. Парамонова представлены в работах [5.59……5…79]. К 80-м годам в РКИИГА по данным вопросам сформировалась научная Школа, руководимая проф.

В.П. Павелко. О ее достижениях изложено в отдельном VII разделе книги.

Библиографический список литературы к разделу V 5.1.Калинин Н.Г. К вопросу о совместном изгибе балок, cоединенных упругими связями. // НТС, вып. 3. Рига: РКВИАВУ, 1951. с.3-27.

5.2.Калинин Н.Г. Растяжение и изгиб панели сосредоточенными силами// НТС, вып. 3. Рига: РКВИАВУ, 1951. с. 37-52.

5.3.Афанасьев А.М., Калинин Н.Г., Марьин В.А. Основы строительной механики. М.: Оборонгиз,1951. 524 стр.

5.4.Миртов К.Д. Ползучесть трубы при неравномерном нагреве //НТС, вып. 3.

Рига: РКВИАВУ, 1951. С. 28-36.

5.5.Миртов К.Д. О расчете вероятности разрушения и срока службы машин и сооружений.//НТС, вып. 13 Рига: РКВИАВУ, 1953. С. 20-29.

5.6.Миртов К.Д. Энергетический метод расчета вероятности разрушения и срока службы авиационных конструкций. //НТС, вып. 21. Рига: РКВИАВУ, 1955. С. 83-95.

5.7.Сегал Я.С. Изучение циклической прочности методом одновременного наблюдения за изменением прогиба образца и развитием усталостных трещин.//Труды РКИИ ГА, Рига, 1968. Вып. 122. С. 169-174.

5.8.Сегал Я.С. Исследование закономерностей развития усталостных трещин методом регистрации прогиба образца. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1969. Вып.

140. С. 8-15.

5.9. Вахитов Р.М. Экспериментальное исследование влияния формы цикла нагружения на долговечность образцов. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1967. Вып.

5.10. Якобсон И.В., Миртов К.Д., Нестеренко Г.И. Экспериментальный подбор индикатора усталостных повреждений крыла транспортного самолета. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1969. Вып. 120. С. 63-75.

5.11. Якобсон И.В., Миртов К.Д., Нестеренко Г.И, Скрипка М.Л.

Исследование влияния коэффициента концентрации и уровня напряжений на рассеяние характеристик долговечности образцов из дуралюмина Д16Т.

//Труды РКИИГА, Рига, 1969. Вып. 120. С. 53-62.

5.12. А.с. (СССР) № 018816. Способ определения усталостной долговечности конструкций. Авторы: Белайчук А.К., Миртов К.Д., Нестеренко Г.И., Рифтин С.Г., Слепечец Е.Н., Якобсон И.В., 1982.

5.13. Мухо В.С. Электрическая модель консольной балки при статическом нагружении. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1966. Вып. 104.

5.14. Макеев В.Я., Мухо В.С. Электричсекая модель изгибно-крутильных колебаний крыла самолета. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1968. Вып. 122. С. 111Павелко Т.В. Электрическая модель упругого самолета. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1971. Вып. 196. С. 19-23.

5.16. Павелко Т.В. Электрическое моделирование аэродинамических воздействий на упругое крыло. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1971. Вып. 196. С. 7Павелко Т.В. К вопросу об электрическом моделировании динамики полета самолета в турбулентной атмосфере. // Труды РКИИ ГА, Рига, 1971.

Вып. 19. С. 14-18.

5.18. Павелко Т.В. О влиянии упругости конструкции на накопление усталостных повреждений. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1971. Вып. 196. С. 24-26.

5.19. Николаев А.П. Электрическое моделирование шасси самолета. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1971. Вып. 196. С. 48-52.

5.20. Зацепин Н.Г. Применение редукционного метода для расчета колебаний незакрепленных систем. //Прочность, надежность и долговечность авиационных конструкций: Межвуз. сб. науч. тр. /КИИ ГА, Киев, 1973. С.

95-100.

5.21. Миртов К.Д., Сакач Р.В. Влияние структуры конструкции на работу ее элементов в период развития трещин. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1968. Вып.

122. С. 76-94.

5.22. Григорьев Г.А., Миртов К.Д., Петухов В.Г., Скрипка М.Л.

Исследование влияния предварительной наработки и уровня доламывания на остаточную долговечность эквивалентных образцов. //Прочность, надежность и долговечность авиационных конструкций: Межвуз. сб. науч.

тр. /КИИ ГА, Киев, 1973. С. 9-13.

5.23. Григорьев Г.А., Миртов К.Д. Оценка остаточной усталостной долговечности силового элемента конструкции планера с эксплуатационной наработкой по кривым повреждения. //Вопросы эксплуатационной долговечности и живучести конструкций летательных аппаратов : Межвуз.

сб. науч. тр. /КИИ ГА, Киев, 1982. С. 12-18.

5.24. Павелко В.П. Рост трещины с учетом истории пластического деформирования. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1969. Вып. 140. С. 37-43.

5.25. Павелко В.П., Савинаев И.А. Способ задержки роста усталостной трещины в обшивке. //Труды ГосНИИ ГА, М., 1973. Вып. 90. С. 100-104.

5.26. А.с. № 456003 (СССР). Способ задержки роста усталостных трещин в листовом материале. Авторы: Павелко В.П., Савинаев И.А.

5.27. Павелко В.П. О повышении эффективности усталостных испытаний листовых образцов с концентраторами напряжений. /Заводская лаборатория, 1981. Т. 47. № 10. С. 69-71.

5.28. Павелко В.П. О распределении усилий в заклепочном соединении стрингера переменного поперечного сечения с листом. //Известия ВУЗ Авиационная техника. 1975. № 4. С. 148-149.

5.29. Павелко В.П. О распределении усилий в заклепочном соединении оканчивающегося стрингера с листом. //Прочность, надежность и долговечность авиационных конструкций: Межвуз. сб. науч. тр. /КИИ ГА, Киев, 1973. С. 28-33.

5.30. Павелко В.П. О распределении усилий в заклепочном соединении стрингера и пластинки. //Прикладная механика. 1982. Т. 18. № 4. С. 128-131.

5.31. Павелко В.П. О подкреплении пластинки с вырезом приклепанной листовой накладной. //Расчетные и экспериментальные методы оценки эксплуатационной прочности конструкций летательных аппаратов: Межвуз.

сб. науч. тр. /МИИ ГА. М., 1981. С. 90-96.

5.32. Жданович Н.Н., Левин А.С., Павелко В.П.., Якобсон И.В. Локальная напряженность и усталостная долговечность листа с отверстием //Труды ГосНИИ ГА, М.,1981. Вып. 203.э С. 74-80.

5.33. Жданович Н.Н., Караев К.З.. Левин А.С.. Павелко В.П., Якобсон И.В.

Влияние размещения крепежных точек на локальную напряженность и усталостную долговечность обшивки с подкрепленным квадратным вырезом.

/Труды ГосНИИ ГА, М., 1983. Вып. 219. С. 66-71.

5.34. А.с. № 646111 (СССР). Способ заклепочного соединения деталей.

Авторы: Жданович Н.Н., Павелко В.П.

5.35. Павелко В.П. О расчетной оценке характеристик выносливости и живучести. //Динамика, выносливость и надежность авиаконструкций и систем: Межвуз. сб. науч. тр. /МИИ ГА, М., 1979. Вып. 3. С. 50-57.

5.36. Павелко В.П. Основы прикладной теории усталостного разрушения заклепочных соединений. //Динамика, выносливость и надежность авиационных конструкций и систем: Межвуз. сб. науч. тр. /МИИ ГА, М., 1980. Вып. 4. С. 14-24.

5.37. Козенец В.В., Павелко В.П. исследование и анализ усталостной долговечности заклепочных соединений. //Расчетные и экспериментальные методы оценки эксплуатационной прочности конструкций летательных аппаратов: Межвуз. сб. науч. тр. /МИИ ГА. М., 1981. С. 3-8.

5.38. Жданович Н.Н., Козенец В.В., Павелко В.П. Обобщение экспериментальных результатов по выносливости заклепочных соединений.

//Динамика, выносливость и надежность авиационных конструкций и систем:

Межвуз. сб. науч. тр. /МИИ ГА, М., 1980. С. 24-33.

5.39. Павелко В.П. Некоторые вопросы обобщения данных по росту усталостных трещин в авиаконструкциях. //Динамика и механика поврежденных конструкций: Межвуз. сб. науч. тр. /МИИ ГА. М., 1982. С. 44Павелко В.П. О возможности обобщения данных по эксплуатационным разрушениям на основе учета напряженного состояния. //Техэксплуатация летательных аппаратов и авиационных двигателей: Межвуз. сб. науч. тр.

/РКИИ ГА, Рига, 1981. С. 31-36.

5.41. Кордонский Х.Б. Вероятностная модель образования логарифмическинормального закона распределения. //Труды РКИИ ГА, Рига, 1961. Вып. 5.

5.42. Кордонский Х.Б. То же. //Труды 4-го Всесоюзного математического съезда. М.: Наука, 1961. Т. 2. С. 357-365.

5.43. Кордонский Х.Б. Приложение теории вероятности в инженерном деле.

М.: Физматгиз, 1963.

5.44..Кордонский Х.Б. Методы ускоренных усталостных испытаний.

/Заводская лаборатория. М., 1967. № 3. С. 321-330.

5.45. Кордонский Х.Б. Об использовании обратного нормального распределения при оценке усталостной долговечности. /Заводская лаборатория. М., 1976. № 7. С. 829-847.

5.46. Кордонский Х.Б. Мартынов Ю.А., Корсаков Б.Е. Основа статистического анализа данных о неисправностях и отказах авиационной техники. Рига: РКИИ ГА, 1974.

5.47. Парамонов Ю.М. Использование методов математической статистики для оценки и обеспечения надежности ЛА. Рига: РКИИ ГА, 1975.

5.48. Парамонов Ю.М. Надежность, живучесть и ресурс конструкции летательных аппаратов. Рига: РКИИ ГА, 1980.

5.49. Методические указания. Расчеты и испытания на прочность в машиностроении. Методы механических испытаний. Планирование механических испытаний. Планирование механических испытаний и статистическая обработка результатов. М.: Стандарт,1982.

5.50. Законы распределения оценок и доверительные интервалы для параметров при составных форсированных испытаниях. /Заводская лаборатория. № 1, 1975.

5.51. Муссонов Г.П. Планирование длительности предварительного нагружения для линейных индикаторов, оценка индивидуального назначенного ресурса. //Совершенствование методов технической эксплуатации ЛА: Межвуз. сб. науч. тр. /РКИИ ГА, Рига, 1983.

гарантированного прогноза. //Экономика и математические методы. М., 1983.

5.53. Григорьев Ю.П. Исследование повреждаемости и разрушения металлов при программном нагружении. //Док. Дис. РВВАИУ им. Я. Алксниса, Рига.

5.54. Владимиров Н.И. и др. Эксплуатационная надежность и режимы технического обслуживания самолетов. М.: Транспорт, 1974.

5.55. Красников Л.Ф. Наземная вычислительная техника как современное средство обеспечения безопасности полета. //Сб. Итоги науки и техники. Сер.

Воздушный транспорт, ВИНИТИ АН СССР. М., 1982. Т. 10.

5.56. Люмкис В.Д., Парамонов Ю.М. и др. Анализ нагруженности и расчет расхода ресурса конструкции планера самолета Ил-86 в условиях эксплуатации по информации, регистрируемой магнитным самописцем режимов полета. // 3-я Всесоюзная конференция по безопасности полетов.

Тезисы докладов. Л.: ОЛАГА, 1982.

5.57. А.с. № 456188 (СССР), 1974. Способ определения накопления усталостного повреждения конструкции. Кордонский Х.Б., Лоцманов Г.С., Нейфельд В.А.

5.58. А.с. № 504134 (СССР), 1976. Устройство для определения накопления усталостных повреждений конструкции. Кордонский Х.Б., Лоцманов Г.С., Нейфельд В.А.

5.59. Парамонов Ю.М. Методы математической статистики в задачах, связанных с оценкой и обеспечением усталостной долговечности авиационных конструкций. – Рига: РКИИ ГА, 1992. –248с.

5.60. Парамонов Ю.М. Определение назначенного ресурса для конечной совокупности изделий в эксплуатации с использованием теории р-границ для случайных величин //Автоматика и вычислительная техника. – 1993. - № 4, с. 3-8.

5.61. Paramonov Yu.M. the p-bounds for random variable and its application to the problem of the safe life assignation //VI intern. Vilnius conf. On prob. theory and math. Statistics. Abstracts. –Vilnius, 1994. – pp.77-78.

5.62. Paramonov Yu.M., Goltyapin S.A., Kimlik N.M. Minimax solution for periodic inspection of aircraft structures //Intern. conf. ’Mechanics 94’.

Proceedings. Transp. section. – Vilnius, 1994. – pp. 81-87.

5.63. Paramonov Yu.M. The p-bounds application for safe life and fatigue test time definitions //Transaction of RAU Mechanical Department. – Riga: RAU, 1995. – 5.64. Парамонов Ю.М. Расчет вероятности обнаружения усталостной трещины при использовании модели Пэриса //Ученые записки механ.

факультета РАУ. – Рига: РАУ, 1995. -№ 1, -с. 35-38.

5.65. Парамонов Ю.М., Клейнхоф М.А. Упругопластическая модель накопления усталостных повреждений в волокнистых композитных материалах //Ученые записки механ. факультета РАУ. – Рига: РАУ, 1995. -№ 1, -с. 38-44.

5.66. Парамонов Ю.М., Альомар И. Параметры процесса развития усталостных трещин в натурных авиационных конструкциях //Ученые записки механ. факультета РАУ. – Рига: РАУ, 1996. -№ 2, - с. 87-92.

5.67. Bharati R., Paramonov Yu.M. Aircraft Fatigue. History and current trends //Transactions of RAU Mechanical Deprtmen. – Riga: RAU, 1996. – Nr. 2, -pp.

5.68. Paramonov Yu.M., Bharati R. Airframe Reliability //International conference ”AVIATION-96”. Vilnius: VGTU, 1996. –pp. 76-78.

5.69. Paramonov Yu.M., Bharati R. Airfram4e Structural Significant Items Inspection Interval Planning //International Symposium of Young Researchers, “Ecology, Aviation, Technosphere-Lookihg into the Third Millennium”. –Riga:

RAU, 1996. –pp. 210-214.

5.70. Bharati R., Paramonov Yu.M., Alomar J. Parameters of th4e Fatigue Crack Growth process in Full-Scale Fatigue Test of Airframe //International Symposium of Young Researchers, “Ecology, Aviation, Technosphere-Looking into the Third Millennium”. –Riga: RAU, 1996. –pp. 215-220.

5.71. Bharati R., Paramonov Yu.M. Minimax Solution Stability Investigation in the Problem of Airframe Fatigue Cracks Inspection Planning //Conference “TRANSPORT MEANS-97”. –Kaunas: KTU, 1997. –pp. 220-225.

5.72. Bharati R., Paramonov Yu.M. Mathematical Foundation of Airframe Safe Life Definition and Fatigue Crack Inspection Program Development //6th.

Conference «Transport Reliability Problem». –Warsaw: Informator, 1997. –Nr.2, pp. 97-105.

5.73. Парамонов Ю.М.. Бхарати Р. Модели математической статистики в задачах определения назначенного ресурса и планирования осмотров силовых элементов планера самолета. //Тезисы докладов 2-й международной НТК «инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники» – Москва-Егорьевск: ЕАТК ГА, 1997. –с. 92-93.

5.74. Парамонов Ю.М., Бхарати Р. Математические основы планирования назначенного ресурса и осмотров планера самолета //Материалы международной НПК «Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях». – Киев: КМУГА, 1997.

5.75. Paramonov Yu.M., Bharati R. Airframe Safe Life Definition and Fatigue Crack Inspection Program Development. //Transactions of RAU Mechanical Department. –Riga: RAU, 1997. –Nr. 3, - pp. 3-9.

5.76. Paramonov Yu.M., Bharati R. Automated System for Airframe Structural Significant Item Inspection Program Development. First phase //Transactions of RAU Mechanical Department. –Riga: RAU, 1997. – Nr. 3, -pp. 10-23.

5.77. Garg V., Paramonov Y.M. Statistical Characteristics of Fatigue Crack Growth Process in Aluminum Specimans Under Helikopter Loards Spectrum //Transactions of RAU Mechanical Department. – Riga, 1997. – Nr. 3, - pp. 24-26.

5.78. Paramonov Yu.M., Abramov V.I., Glagovsky A.A. Airframe Insspection Program Development by the Use of Automated System //Abstracts of 5th International Conference AIRCRAFT AND HELIKOPTERS DIAGNOSTICS “AIRDIAG-97”. –Warsaw, 1997. –pp. 19- 5.79. Paramonov Yu.M., Abramov V.I., Glagovsky A.A. Airframe Inspection Program Development by the Use of Automated System //5th International Conference AIRCRAFT AND HELIKOPTERS DIAGNOSTICS “AIRDIAG – 97”. –Warsaw, 1997. – pp. 99-108.

Р А З Д Е Л VI

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ РЕАКТИВНЫХ АВИАЦИОННЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ (ГТД), ИЗУЧЕНИЕ ЖАРОПРОЧНЫХ

МАТЕРИАЛОВ, РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ И СРЕДСТВ

КОНТРОЛЯ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ ГТД И ИХ

ЭЛЕМЕНТОВ

*Результаты, полученные учеными ВУЗа по изложенным выше направлениям исследований достаточно полно изложены в перечне публикаций к этой главе, который можно найти в бумажном варианте данной книги, изданной в 1999 году

6.1 РАЗРАБОТКА ТЕОРИИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

ГТД И ИХ ЭЛЕМНТОВ

Со второй половины 50-х годов, сначала в Училище (РКВИАВУ), а потом и в институте (РИИГА) под руководством А,Л, Клячкина, на кафедере теории авиационных двигателей, выполнялся большой цикл научных исследований по теории быстро развивающихся перспективных двухконтурных ТРД различных схем. Эти работы самолетостроительными консрукторскими бюро, Центральным институтом виационного моторостроения (ЦИАМ), ЦАГИ и др.

организациями. По результатам этих работ в 1961 А, Клячкиным была защищена докторская диссертация. Ее основное содержание изложено в [6.1] и [6.2,6.3,6.4].

В 70-ые годы на кафедре проводились работы пго снижению шума отечественной авиационной техники [6.5, 6.6, 6.7, 6.8]. Эта задача в РКВИАВУ, а затем и в РИИГА решалась под руковоством А.Н.

Доброхотова и при активном участии В.Б. Вологодского, К.В.

Семенова-Чащина, Л.С. Дмитриева, Н.Д. Тихонова и др. Ими были разработаны экспериментальные методы исследования авиадвигателей и их элементов в специальных установках с использованием ТРД в качестве эксгаустера и исследуемых агрегатов (компрессоров, турбин, камер сгорания и т. д.), как составных элементов ( узлов) этих установок. Такие методы создания экспериментальной базы и моделирования газодинамических процессов получили в дальнейшем в авиационной технике широкое применение, так как давали возможность в короткие сроки надежно и с меньшими затратами решать поставленные на исследовании задачи. Этот цикл работ был осуществлен в 1958-1965 г.г. и включал в себя исследования влияния больших высот полета ( до 25 км) на работу ГТД в целом и его отдельных частей, в частности. Особенно важным для обеспечения безопасности полетов на больших высотах был также цикл исследований возможностей запуска ТРД на больших высотах, при разных скоростях полета [6.15, 6.16, 6.17, 6.18].

В 80-е годы ученые кафедры разрабатывали программу развития авиационных двигателей, рассчитанную до 2010 года [6.19,6.20,6.21].

В 90-е участвовали в в разработке автоматизированных систем диагностики двигателей самолета ИЛ-86, в частности их математического обеспечения. [6.22, 6.23,6.24].

6.2 Совершенствование ТРД на основе изучения Развитие авиационной техники в направлении увеличения скоростей полета самолетов и энергетических показателей ГТД сопровождалось повышением тепловых и механических нагрузок на элементы двигателя, скоростей движения агрессивных газовых сред, их давления и других эксплуатационных факторов. Ужесточение условий работы конструкционных материалов, особенно повышение температуры Т3 свыше 1600 градусов К способствовало появлению качественно новых видов разрушения таких, как коррозионно-эррозионное, коррозионно-усталостное, воспламенение и горение конструкционных материалов, циклическая ползучесть и др.

С начала 50-х годов, сначала в РКВИАВУ, а позже в РИИГА под руководством профессора В.И. Просвирина проводились научные исследования по совершенствованию ГТД методом изучения поведения конструкционных материалов в условиях эксплуатации с целью выработки мер по повышению их жаропрочности и жаростойкости.

Важные в этом направлении исследования были проведены В.Д.

Мортиковым. Он исследовал закономерности тонких фазовых изменений, строения, напряженного состояния и свойств жаропрочных сплавов. Его исследования отличают насыщенностью экспериментальным материалом и новизной результатов, некоторые из них были получены впервые. Так, в работах [6.27, 6.28] было впервые показано горофильное и горофобное поведение отдельных компонентов в твердых растворах жаропрочных сплавов при закалочных температурах. Более глубокое изучение этого явления позволило впервые обнаружить способность твердых растворов жаропрочных сплавов к высокотемпературной гетерогенизации [6.24,6.25,6.26] вскрыть причины этого явления, атакже установить закономерности с указанием границ опасного изменения прочности, пластичности и жаропрочности..

В процессе изучения строения и свойств жаропрочных сплавов при перегревах было впервые обнаружено [6.27,6.28], что при разовых перегревах и последующем старении лопаток ротора при стационарных режимах работы ГТД, а также при температурах возможного заброса резко снижается жаропрочность. В этих работа были определены границы допустимого снижения жаропрочности перегревах, что позволило повысить надежность и безопасность полетов. При исследовании влияния эксплуатационной наработки и возможных перегревов на свойства лопаток роторов ГТД была показана опасность перегрева на начальной стадии выработки ресурса, вскрыт механизм и изменения в фазах жаропрочных сплавов. Разработаны новые методы исследования сплавов, в том числе, метод изготовления шлифов, позволяющий выявить тонкое( блочное) строение зерен, линии сдвигов и дислокационную структуру. Разработанный метод позволил изучить влияние длительной, до 12 103 часов эксплуатационной наработки на динамику дислокационного строения и физико-механические свойства лопаток ротора ГТД. Результаты этих работ были использованы при назначении ресурса ГТД, устанавливаемых на самолетах ГА [6. 29,6.30] Исследования по нанесению на поверхность лопаток защитных покрытий методом химико-термической обработки с применением энерговыделяющих паст провели Г.С.Лоцманов и Ю.А. Скажутин [6.34, 6.35]. В основе этого способа, который осуществляется без применения электронагревательного оборудования, лежит использование активных термитных составов, обеспечивающих разогрев деталей и одновременное насыщение поверхностного слоя сплава легирующими элементами. Исследования по влиянию на структуру и свойства жаропрочных сплавов циклического температурного воздействия проводил С.А. Горюнов. В качестве объекта исследования были выбраны сопловые лопатки ГТД с различной наработкой и образцы—модели из литых никель-хромовых сплавов ВЖЛ_8ЖС6-К и деформируемого сплава ЖС6-КП.Эти сплавы применяются в конструкции ГТД для изготовления лопаток турбины. В общую проблему, решаемую школой профессора В. И. Просвирина вписывались и исследования, проводимые А.Н. Тясиной. Они были посвящены изучению влияния термоциклических воздействий и разовых перегревов на прочностные свойства и структуру лопаточных сплавов ВЖЛ-8, ВЖЛ-12, ВЖЛ-12У, ЖС6-К,ЖС6-КП и др., а также установлению закономерностей в связях между и структурой и эксплуатационными свойствами сплавов.

Исследование процессов разрушения жаропрочных материалов в экстремальных условиях нагружения и меры защиты их от разрушения проводились коллективом под руководством профессора Л.Я. Несговорова с помощью специально созданного уникального экспериментального комплекса. Он позволял исследовать конструкционные материалы в широком диапазоне механических нагрузок, вплоть до разрушения, температур, вплоть до температуры плавления, давлений агрессивной газовой среды, скоростей ее движения до М=4 и скоростей нагрева. Новизна установок комплекса подтверждена рядом авторских свидетельств на изобретения [6.32, 6.33]. Этим же коллективом выполнены исследования процессов коррозионно- эррозионного разрушения и возгорания в воздушном потоке. Для исследования были выбраны жаростойкие и жаропрочные сплавы ВЖ-98, и ЭП-99 на никелевой основе, многокомпонентный сплав с преобладанием железа ВЖ-100 и железо- Амико для сравнения.

Все исследования, проведенные В.И. Просвириным и Л.Я.

Несговоровым и их школами содержат существенные теоретические и практические результаты по металловедению и термической обработке литых жаропрочных сплавов. Полученные результаты направлены на определение возможностей достижения высокотемпературных нагревов сплавов при выполнении ими технологических операций и определение степени опасности термоциклических воздействий для оценки работоспособности материала лопаток. Результаты работ внедрены на машиностроительных заводах и использованы для установления эталона допустимых структур, образующихся при кратковременных воздействиях повышенных температур, что обеспечивает объективную оценку состояния деталей ГТД после перегрева и исключает отбраковку деталей, пригодных для дальнейшей эксплуатации. Это позволяет повысить долговечность конструкционных материалов при эксплуатации ГТД и разрабатывать мероприятия по повышению качества, выпускаемой продукции, что вместе взятое является важной и актуальной задачей авиационного двигателестроения.

Неполный библиографический список литературы к разделу VI 6.25. Просвирин В.И., Мортиков В.Д. Расслоение твердых растворов жаропрочных сплавов при высоких температурах. Структурный фактор в вопросах прочности жаропрочных сплавов. Сб. Всесоюзного совещания, Рига, 1958, с.38- 6.26 Просвирин В.И., Мортиков В.Д. Высокотемпературное состояние ненасыщенных твердых растворов. Изв.АН СССР, ОТН, Металлургия и топливо, № 2,1959 с. 13- 6.27 Просвирин В.И., Мортиков В.Д. Строение сложного твердого раствора после высокотемпературного нагрева. Изв.АН Латв. ССР, № 2, 1961, с. 6.28 Просвирин В.И., Мортиков В.Д. Влияние рабочих температур на свойства сплава ЭИ-437. Исследование стали и сплавов. Сб. трудов., Наука, 1964, с. 6.29 Просвирин В.И., Мортиков В.Д. Изменение своств сплава ЭИ-617.

Исследование своств стали и сплавов. Сб. трудов., Наука, 1964, с 6.30 Просвирин В.И., Мортиков В.Д., Горюнов С.А. Некоторые особенности поведения жаропрочных сплавов при циклически меняющихся температурах.

Структура и своства жаропрочных металлических сплавов. Сб. трудов., Наука, 1967, с. 6.31 Просвирин В.И., Мортиков В.Д. Определение пластической деформации на приборе ПМТ-3 при постоянной величине отпечатка. Заводская лаборатория, № 6.32 Титов Ф.М., Мортиков В.Д., Девиченский Н. П. Спрособ травления металлографических шлифов сплавов на никельхромовой основе в бромметаноловом реактиве. Заводская лаборатория, №9, 1976, с. 6.33 Несговоров Л.Я. А.С. СССР, №188104. Способ исследования высокотемпературных процессов разрушения конструкционных материалов, 6.34 Несговоров Л.Я. А.С СССР, № 277353. Способ исследования характеристик материалов, 6.35 Несговоров Л.Я., Прозоров Ю.А. А.С. СССР, № 362222. Устройство для исследования материалов в условиях воздействия механической нагрузки инагрева в окислительной газовой среде, 6.36 Лоцманов Г.С., Просвирин В.И. Химикотермическая обработка энерговыделяющими пастами. Рига, РКИИГА, 6.37 Лоцманов Г.С., Просвирин В.И. А.С. СССР, №171876, Метод химикотермической обработки с применением энерговыделяющих паст, 6.63. S.Doroshko. Methods of helicopter vibration monitoring. Transporto Priemones-95, Technologija, Kaunac, 1995,p.p.96-97.

6.64. S.Doroshko. Some features of methods for aircraft powerplant powerplant ground diagnosties Aircraft and helicopters’ diagnostics AIRDIAG’ 97, Warsaw, 1998, p.p.173-177.

6.65. S.Doroshko Investigation of factors causing engine high vibrations during aircraft takeoff run and climb. Metody i technikabadan statkow powietrznych w locie. Mragowo 98, Warszawa, 1998, p.p.45-48.

Р А З Д Е Л VII

Эксплуатационная прочность и живучесть авиационных конструкций Интенсивное развитие Гражданской авиации, внедрение в эксплуатацию новых типов воздушных судов, возрастание требований к надежности конструкции и систем в сочетании с требования высокой экономической эффективности эксплуатации привело к появлению принципиально новых подходов в решении научно-технических задач совершенствования авиационной техники, методов и средств контроля ее технического состояния.

К началу 80-х годов на кафедре технической механики окончательно оформилось перспектиное научное направление по вопросам прочности, сопротивления усталости и живучести авиационных конструкций, методов исследования нагрузок и напряжений в условиях эксплуатации. В основе решения традиционных проблем прочности – сочетание современных методов анализа напряженно-деформированного состояния силовых элементов и их соединений с экспериментальными исследования в лаборатоных условиях, при стендовых испытаниях натурных конструкций и в летном эксперименте.

В 80-ые годы профессором В.П.Павелко с сотрудниками и учениками Н.Н.Ждановичем, В.В. Козенцом, А.А.Кондратьевым, А.А. Поповым, В.В. Бахотским, Филяком П.Ю., О.С.Поповым, М.М.Фонаревым, В.И.Жигуном выполнен ряд актуальных исследований по проблемам усталости легких сплавов и конструкционных элементов их них.. Значительный теоретический и практический интерес представляет большая экспериментальная работа по исследованию закономерностей усталостного разрушения листовых образцов из алюминиевого сплава с множественными однотипными концентраторами напряжений. Исследовано влияние масштабного фактора (размера отверстий) на характеристики сопротивления усталости. Отдельный интерес представляет организация и методика проведения испытаний. Листовые образцы с 4-мя или 8-мью периодически расположенными круговыми отверстиями испытывались до появления видимых усталостных трещин. После появления трещины блокировались созданием зоны интенсивной пластической деформации. Это позволяло существенно ограничить объем и продолжительность [7.1…7.6] эксперимента Разработана оригинальная методика обработки результатов, заключающаяся в построении по экспериментальным данным нижней ветви эмпирической функции распределения усталостной долговечности и определения статистических оценок ее параметров из условия наилучшей аппроксимации теоретическим логарифмическинормальным законом распределения.

Большой интерес представляют результаты исследований напряженнодеформированного состояния и характеристик прочности и усталостной долговечности, полученных на основе так называемого метода реперных точек, разработанного В.П.Павелко и В.В. Бахотским [7.2]. Координаты точек, нанесенных на деформируемую поверхность алмазной призмой фиксировались с помощью инструментального микроскопа до и после нагружения. По результатам этих измерений определялась остаточная деформация, а с использованием известной теоремы об упругой разгрузке и соответствующих упругих решений восстанавливалось напряженно-деформированное состояние детали при максимальной нагрузке.

Установлены закономерности накопления остаточных деформаций в процессе регулярного нагружения и исследована их связь с усталостной долговечностью до зарождения трещины в окрестности концентраторов типовых для авиаконструкций.

Экспериментально установлены закономерности связи скорости роста усталостных трещин с остаточными деформациями, а с привлечением методов теории пластичности и механики разрушения разработана теоретическая модель, описывающая эту связь[7.3,7.4,7.6] Логическим продолжением этих разработок стали исследования по анализу связи так называемой утяжки материала у края излома со скоростью роста усталостных трещин. Известно, что у многих конструкционных материалов, в частности у алюминиевых сплавов, в процессе развития усталостной трещины у боковой поверхности образуется полоса с разрушением материала по механизму сдвиговой деформации. Образуется местное резкое изменение профиля сечения детали или образца, называемое утяжкой. Установлено, что в сплаве Д16Т, начиная со скорости порядка 10-4 мм/цикл, существует тесная корреляционная связь между утяжкой и скоростью роста трещины [7.7]. Это позволило предложить способ восстановления истории развития трещины по изучению характера излома у его края.

Продолжались интенсивные исследования по совершенствованию прикладной теории усталостного разрушения заклепочных соединений. Основное внимание при этом уделялось накоплению экспериментальной информации по усталости заклепочных соединений, исследованию физических причин влияния радиального натяга на долговечность соединений, вопросам практического применения теории для расчета усталостной долговечности соединений в авиаконструкциях [7.9…7.15].

Были выполнены уникальные экспериментальные работы по исследованию усталостной долговечности типовых участков тонкостенных авиационных конструкций с заклепочным соединением элементов (подкрепленные вырезы, соединения со стрингерами переменной по длине жесткости, подкрепляющие накладки и т.п.). По итогам теоретического анализа или на основании данных тензометрии определялось распределение усилий между заклепками, отыскивались критические крепежные точки и проводился расчет ожидаемой усталостной долговечности с полученной экспериментально. Показано, что как по месту зарождения разрушений, так и по долговечности расчет хорошо согласуется с данными испытаний. В этот период наметилось широкое сотрудничество с ведущими учеными отдела прочности и ресурса Государственного научноисследовательского института Гражданской авиации (ГосНИИ ГА) И.В. Якобсоном, А.С. Левиным, К.З. Караевым и другими[7.11,7.12]. В этот же период был предложен метод упрочнения заклепочных соединений местным направленным пластическим деформированием и дано экпериментальное обоснование возможности увеличения усталостного ресурса соединений в 3 … 4 раза.

Разработан также способ выполнения потайных заклепочных соединений с двухэтапным последовательным процессом формования закладной и замыкающей головок. Способ исключительно прост в реализации и предполагает использование обычных заклепок.

В конце 80-тых и начале 90-тых годов проведены также исследования влияния местного изгиба в заклепочных соединениях на их усталостную долговечность, предложены новые подходы к вопросу об учете радиального натяга, что явилось заметным вкладом в развитие прикладной теории усталостного разрушения заклепочных соединений [7.13].

В этот же период в лаборатории технической механики проводились программные стендовые испытания на усталость хвостовой и концевой балок вертолета Ми- совместно с ГосНИИ ГА и Московским вертолетным заводом имени М.Е.Миля. Для обоснования программы повторно-статического и динамического нагружения был спланирован и проведен специальный летно-прочностной эксперимент с тензометрированием критических зон хвостовой и концевой балок вертолета на всех 14-ти основных режимах полета. Для реализации программы испытаний в лаборатории технической механики создан испытательный стенд с системой гидравлического силовозбуждения и автоматической реализации программы нагружения. Результаты испытаний неоднократно использовались при продлении назначенного ресурса вертолета. В этот же период выполнена теоретическая работа по учету динамических свойств конструкции при обобщении экспериментальных данных по усталости хвостовой и концевой балок вертолета Ми-8.

В середине 80-ых годов в лаборатории технической механики проведен цикл исследований по усталостной прочности и герметичности топливных кессон-баков крыла самолетов Ту-134, Ту-154 и др. [7.16…7.20]. Особое внимание было уделено вопросу исследования причин течи топлива по отдельным болтам и заклепкам и разработке оперативного способа ее устранения. Проведены специальные исследования на усталость и герметичность, а совместно с сотрудниками Минского ремонтного завода А.А.Игумновым и В.С.Сенютой был предложен и реализован эффективный способ оперативного устранения течи топливных кессон-баков по отдельным болтам и заклепкам [7.19]. В основе этого способа – создание местного упруго-пластического натяга путем дробеструйной обработки зоны вокруг закладной головки заклепки. Разработанное портативное устройство и технология создания наклепа нашли широкое применение в практике эксплуатационных и ремонтных предприятий гражданской авиации.

В этот же период проведен большой комплекс работ по развитию теории и практической реализации метода индикации усталостных трещин [7.21..7.23].

Основная цель метода – получение характеристик сопротивления росту усталостных трещин в силовых элементах авиационных конструкций в условиях эксплуатации.

Для достижения этой цели к исследуемому элементу конструкции прикрепляется специальное устройство – индикатор усталостных трещин (ИРТ), чувствительный элемент которого воспринимает нагрузку, пропорциональную нагрузке на данный элемент. Предварительно в чувствительном элементе ИРТ создается усталостная трещина, которая под действием эксплуатационных механических нагрузок растет по тому же закону, что и в исследуемом элементе конструкции. При этом на скорости роста отражается влияние всех сопутствующих эксплуатационных факторов: температура, давление, агрессивное влияние среды. Обобщая данные экспериментальных наблюдений на ИРТ, можно получить характеристику сопротивления росту усталостных трещин в исследуемом элементе конструкции.

Проведен большой комплекс исследований, связанных с решением многочисленных научных и методических проблем. Совместно с Киевским механическим заводом имени О.К.Антонова организован и проведен летный эксперимент на самолетах Ани Ан-26 по изучению характеристик сопротивления трещинообразованию материала нижней силовой панели крыла. В этом уникальном в авиационной практике эксперименте получены многочисленные данные о закономерностях роста трещины и влиянии многих эксплуатационных факторов. Прирост трещины в каждом полете определялся по результатам изучения фрактограмм излома чувствительного элемента ИРТ. Материалы исследований нашли прямое применение при обосновании характеристик безопасной повреждаемости конструкции крыла самолетов Ан-24 и Ан-26.

В работах Павелко В.П. [7.24,7.27] развита также прямо примыкающая к идее индикации плодотворная идея обобщения информации о развитии трещин при сложной структуре процесса нагружения. Данные о росте усталостной трещины или данные дефектации аппроксимируются зависимостью, являющейся решением модифицированного уравнения Пэриса с определением параметров по методу наименьших квадратов. Эти параметры являются характеристиками трещиностойкости конструкции в рассматриваемых условиях эксплуатации или испытаний. Совместно с В.С.Гнатенко и С.Ф.Федотовым эта идея прошла проверку на многочисленных экспериментальных данных, полученных при программных испытаниях элементов конструкции самолетов Ту-134 вертолетов Ми-8 и Ка-26, а также на уникальных данных, полученных по результатам дефектации крыла самолета Ан-12 [7.26].

Совместно с сотрудниками ГосНИИ ГА и его Рижского филиала В.Г.Смыковым, В.Ю.Колобановым, В.М.Григорьевым проведены исследования влияния двухосного напряженного состояния на закономерности роста усталостных трещин. В ходе этих исследований разработан способ создания двухосного напряженного состояния в лабораторном эксперименте и устройство для его реализации[7.28].

Профессором В.П.Павелко вместе с аспирантом Амером Тома выполнены теоретические и экспериментальные исследования по проблеме влияния продольного градиента напряжений на скорость роста усталостных трещин в листовом материале[7.29]. Показано, что этот фактор в обычных для авиационных конструкций ситуациях сравнительно мало сказывается на скорости роста трещины, но при необходимости может быть надлежащим способом учтен.

На основании анализа динамических характеристик упругой конструкции рассмотрен вопрос о получении эквивалентов ее усталостного повреждения по данным об усталостных разрушениях при испытаниях [7.30,7.31]. Предложенный способ позволил получить обобщенные оценки усталостной долговечности конструкции хвостовой и концевой балок вертолета Ми-8 по результатам стендовых испытаний.

В этот же период начались работы по исследованию механических свойств композитов. Большой интерес вызвала статья [7.32] по концентрации напряжений в пространственно армированных композитах. Был предложен также оригинальный способ определения межслойной прочности композитов.

В содружестве с сотрудниками кафедры конструкции и прочности авиационных двигателей разработаны эффективные способы и выполнены исследования характеристик материалов и элементов конструкций методом акустической эмиссии [7.33,7.35]. Установлена связь интенсивности акустической эмиссии со скоростью роста усталостных трещин в материале Д16Т, разработаны теоретические модели связи процесса усталостного разрушения с характеристиками акустической эмиссии, предложен эффективный способ определения порогового коэффициента интенсивности напряжений.

После преобразования РКИИ ГА в Рижский авиационный университет (РАУ) на кафедре технической механики продолжали развиваться традиционные для нее направления научных исследований. Вместе с тем произошли некоторые изменения в тематике, характере научных связей, появились новые имена молодых перспективных ученых: В.В.Бужинский, Хаким Аль-Хурайби, И.М.Чернов, И.В.Павелко, Ю.М. Тимощенко, Амаду Кулибали.

В 1992 году на кафедре был издан первый в РАУ сборник научных трудов по проблемам прочности авиационных конструкций.

В этот же период впервые в истории РКИИ ГА – РАУ в короткие сроки была выполнены стендовые испытания по исследованию живучести хвостовой и концевой балок вертолета Ми-8. Проведена большая предварительная исследовательская работа по формированию программы испытаний, подготовке и наладке испытательного оборудования и системы управления. В процессе испытаний в конструкцию вносились искусственные повреждения – надрезы, исследовались закономерности развития усталостных трещин при повторностатическом программном нагружении, периодически при заданных размерах повреждений прикладывались нормированные нагрузки для проверки остаточной прочности конструкции. Особенность этой работы состояла в том, что для ее успешного и творческого выполнения потребовалось использование всего накопленного ранее научного потенциала кафедры технической механики:

прикладной теории усталостного разрушения заклепочных соединений, исследований закономерностей развития трещин в тонкостенных подкрепленных конструкциях, опыта проведения натурных стендовых испытаний авиационных конструкций.

В 1992 году на основе разработанной ранее оригинальной программы метода конечных элементов проведены исследования по прочности мотодельтаплана, выполнен комплекс исследований и расчетов по проектированию и расчету на прочность и жесткость конструкции легкого спортивного самолета из композиционных материалов.

Дальнейшее развитие получили идеи построения методов расчета сопротивления усталости тонкостенных элементов конструкций при наличии концентраторов напряжений. Решение задачи о градиенте нормальных напряжений в окрестности эллиптического отверстия в пластине [7.36] позволило построить двухпараметрический критерий усталостного разрушения образцов с надрезом с позиций общей теории подобия усталостного разрушения [7.37].

Новый этап в развитии исследований по торможению усталостных трещин конструктивно-технологическими методами знаменуют работы по расклиниванию трещины/38/. В этих исследованиях для анализа напряженно-деформированного состояния широко использован метод граничных элементов[7.39].

Продолжены также исследования по индикации роста усталостных трещин и обобщению данных о росте трещин при сложной периодической или случайной структуре процесса нагружения [7.40…7.45]. В статье [7.59] рассмотрена задача определения коэффициента интенсивности напряжений для окружной трещины в цилиндрической оболочке. Для получения решения установлена связь изменения частоты собственных колебаний с размерами трещины и соответствующие экспериментальные данные, полученные в ЦАГИ. Продолжены также исследования по влиянию двухосного напряженного состояния на скорость распространения усталостных трещин [7.72].

Продолжались интенсивные исследования по проблемам прикладной теории усталостного разрушения, ее приложениям и смежным вопросам [7.46 …7.58].

Работа [7.46] знаменует начало нового этапа в теории расчета распределения усилий и напряжений в заклепочных соединениях и оценки их сопротивления усталости. На основе решения соответствующей плоской контактной задачи теории упругости дан анализ упругой податливости соединения и внесены поправки в расчетные алгоритмы. С использованием метода конечных элементов анализ податливости распространен на случай появления усталостных трещин[7.47…7.50]. Учет влияния трещины на распределение усилий и напряженно-деформированного состояние позволил решить ряд практически значимых задач о прочности и живучести типовых участков авиационных конструкций с заклепочным соединением элементов[7.49,7.56…7.58]. В работах [7.54,7.55] дан исчерпывающий упругопластический анализ процесса образования технологических остаточных напряжение при клепке, что позволяет по-новому подойти к вопросу об учете влияния радиального натяга на сопротивление усталости соединений. Дано также решение задачи о предельно достижимой усталостной долговечности напряженных заклепочных соединений. Решались также смежные задачи: изгиб в заклепочных соединениях и его учет [7.51,7.52], повышение усталостного ресурса [7.53], основы оценки живучести заклепочных соединений [7.60].

Значительный удельный вес в исследованиях кафедры технической механики приобрели вопросы расчета стержневых систем. С единых методологических позиций механики разрушения и строительной механики проведено исследование всех основных аспектов теории тонкостенных стержней с трещинами: расчет деформаций и прочности стержней при простых видах нагружения, расчет плоских рам, расчет статически неопределимых плоских рам ( шпангоутов, рамных нервюр) и неразрезных балок, устойчивость и продольно-поперечный изгиб стержней, свободные и вынужденные колебания [7.61…7.69]. Основой теории является идея эквивалентного упругого шарнира, который сообщает системе такие же дополнительные перемещения как и рассматриваемая трещина. Коэффициент податливости такого шарнира определяется на основе известной теоремы Максвелла о взаимности работ. С точки зрения целевой направленности сюда также примыкают исследования тонкостенных стержней с перфорированными стенками [7.70,7.71].

Конечная цель всех исследований по стержневым системам состояла в повышении эффективности расчетов сложных стержневых систем методом конечных элементов(МКЭ): разработка теории и алгоритмов определения матриц жесткости стержневых конечных элементов с трещинами или перфорацией стенок существенно упрощает применение МКЭ в практических расчетах.

Опыт исследования прочности и живучести составных клепаных конструкций оказался полезным при исследовании проблемы концентрации усилий и развития разрушения в тонком слое волокнистого композита Продолжали укрепляться связи с научными организациями Латвии, России, Украины, Белоруссии, Литвы. Появились и интенсивно развивались научные контакты с исследовательскими центрами в Польше, Германии и Великобритании. В частности, в 1997…99 годах в лаборатории кафедры технической механики проведены экспериментальные исследования по проблеме взвешивания самолета и автоматического определения его центровки перед взлетом.

Библиографический список литературы к разделу VII 7.1. Павелко В.П. О повышении эффективности усталостных испытаний листовых образцов с концентраторами напряжений. Заводская лаборатория, 1981, том 47, N, с.69-71.

7.2. Бахотский В.В.,Павелко В.П. Об использовании метода реперных точек для исследования местных напряжений и деформаций у геометрических концентраторов напряжения в листовом материале.// Межвузовский сборник: Динамика и механика поврежденных конструкций. - М.:МИИ ГА,1982 г.,с.85-87.

7.3. Бахотский В.В.,Павелко В.П. Остаточные напряжения и деформации в зоне концентраторов напряжений и их связь с зарождением и развитием усталостных трещин // Тезисы докладов VIII Всесоюзной НТК по усталости металлов. Часть 2.М.:Имет. АН СССР,1982 г.,с.125-128.

7.4. Бахотский В.В.,Павелко В.П. Остаточные дефоpмации в зоне концентpатоpов напpяжений пpи статическом и циклическом нагpужении. -Пpоблемы пpочности,1986, 7.5. А.с. СССР No 1078227 Бахотский В.В., Павелко В.П. Пpиспособление для усталостных испытаний листовых обpазцов.

7.6. Бахотский В.В.,Павелко В.П. Определение скорости роста усталостной трещины по величине остаточной деформации в вершине трещины.// М.: Имаш АН СССР, г., 7.7. Павелко В.П., Попов О.С О связи скоpости pоста усталостных тpещин с утяжкой матеpиала у излома.- В сб.: Методы анализа статической и динамической пpочности авиаконстpукций. -Рига:РКИИГА,1984 г.,с.26-29.

7.8. А.с. СССР No.1837206.Павелко В.П., Попов О.С. Способ определения скорости роста усталостной трещины. 7.9. Козенец В.В., Павелко В.П. Исследование и анализ усталостной долговечности заклепочных соединений. -Межвузовский сборник: Расчетные и экспериментальные методы оценки эксплуатационной прочности летательных аппаратов.- М.: МИИ ГА,1981 г.,с.3-8.

7.10. Павелко В.П. О распределении усилий в заклепочном соединении стрингера и пластинки.// Прикладная механика, 1982, т.XVIII, No4 ,с.129...131.

7.11. Жданович Н.Н,Караев К.З.,Левин А.С.,Павелко В.П.,Якобсон И.В. Влияние размещения крепежных точек на локальную напряженность и усталостную долговечность обшивки с подкрепленным квадратным вырезом.//Труды ГосНИИ ГА,выпуск 219.-М.:ГосНИИ ГА,1983 г., c.66-71.

7.12. Жданович Н.Н.,Караев К.З.,Козенец В.В.,Павелко В.П.,Якобсон И.В.

Оценка усталостной долговечности заклепочных соединений.// Авиационная промышленность,1983,No 3,с.17... 7.13. Павелко В.П.,Фонаpев М.М. Об учете влияния pадиального натяга в pасчетах усталостной долговечности заклепочных соединений.- В кн.:Актуальные задачи пpочности констpукций // Рига:РКИИГА, 1989,с.39- 7.14. Жданович Н.Н,Павелко В.П. О повышении выносливости заклепочных соединений локальным наклепом. //Авиационная промышленность,1980 г., No3,c.

7.15. А.с. СССР No 1250378 Павелко В.П., Филяк П.Ю. Способ клепки.

7.16. Игумнов А.А.,Козенец В.В.Павелко В.П.,Сенюта В.С.,Филяк П.Ю.

О восстановлении герметичности топливных кессон-баков.// Межвузовский сборник:

Совершенствование методов технической эксплуатации летательных аппаратов. // Рига:РКИИ ГА,1980 г.,с.112-116.

7.17. Игумнов А.А.,Козенец В.В.,Павелко В.П., Сенюта В.С.,Филяк П.Ю.

Экспеpиментальное исследование пpочности и геpметичности заклепочных соединений авиаконстpукций// В сб.:Вопpосы усталости и живучести авиационных констpукций.-М.:МИИГА,1984 г.,с.66-70.

7.18. Бахотский В.В.,Игумнов А.А.,Павелко В.П. Об условиях сохpанения восстановленной наклепом геpметичности топливных кессон-баков по болтам и заклепкам.-В сб.: Оценка технического состояния и диагностиpование планеpа и систем воздушных судов ГА.-Киев:КИИГА,1984 г.,с.26-29.

7.19. А.с. СССР No 1148227 Игумнов А.А.,Павелко В.П., Сенюта В.С., Филяк П.Ю.

Способ pемонта панелей с заклепочным швом.

7.20. Игумнов А.А.,Козенец В.В.,Оpлов К.Я.,Павелко В.П., Сенюта В.С.,Филяк П.Ю.Исследование свойств геpметичных заклепочных соединений, отpемонтиpованных местным наклепом.-В сб.: Совеpшенствование методов технической эксплуатации ЛА.-Рига:РКИИГА,1984 г.,с.57-61.

7.21. Кондpатьев А.А., Павелко В.П. О методе изучения хаpактеpистик pоста усталостных тpещин в авиаконстpукциях пpи эксплуатационном нагpужении.-В сб.:

Совеpшенствование методов технической эксплуатации л.а. -Рига:РКИИГА, г.,с.57-61.

7.22.Кондpатьев А.А.,Павелко В.П. Основы метода изучения сопpотивления pосту усталостных тpещин в условиях эксплуатации.//В сб.: Совеpшенствование методов технической эксплуатации л.а.-Рига:РКИИГА,1985 г.,с.73-77.

7.23. А.с.СССР No 1290412 Кондpатьев А.А.,Павелко В.П.Способ опpеделения усталостной долговечности констpукции.

7.24. Павелко В.П. О возможности обобщения данных по эксплуатационным разрушениям на основе учета напряженного состояния. // Межвузовский сборник:

Техническая эксплуатация летательных аппаратов и авиационных двигателей.// Рига:РКИИ ГА,1981 г.,с.31-36.

7.25. Павелко В.П. Обобщение и использование данных об усталостных дефектах. Межвузовский сборник: Вопросы совершенствования методов технического обслуживания и обеспечения безопасности полетов. -Рига: РКИИ ГА,1982, с.109-113.

7.26. Гнатенко В.С.,Павелко В.П. Об оценке сопpотивления усталости констpукции кpыла по данным эксплуатации.- В кн.:Актуальные задачи пpочности констpукций,Рига:РКИИГА, 1989 с.10- 7.27. Павелко В.П. О pосте тpещин пpи пеpеменных нагpузках сложной стpуктуpы.В сб.: Вопpосы эксплуатационной долговечности и живучести л.а.-Киев:КИИГА, г.,с.26-28.

7.28.А.с.СССР No 1552054. Гигоpьев В.М., Колобанов В.Ю.,Кондpатьев А.А., Павелко В.П., Смыков В.Г. Устpойство для испытания обpазца пpи двухосном нагpужении.

7.29. Амеp Тома, Павелко В.П. О влиянии пpодольного гpадиента напpяжений на скоpость усталостных тpещин.-В сб.: Методы анализа статической и динамической пpочности авиаконстpукций.-Рига:РКИИГА,1988 г.,с.41-47.

7.30. Павелко В.П., Попов А.А. Об эквивалентности усталостного повpеждения пpи pесуpсных испытаниях веpтолета и в условиях эксплуатации.-В сб.:Методы анализа статической и динамической пpочности авиаконстpукций.-Рига:РКИИГА,1988 г.,с.57Павелко В.П.,Попов А.А. К вопpосу об адекватности стендового нагpужения хвостовой балки веpтолета условиям pеальной эксплуатации. В.кн.:Совеpшенствование методов технической эксплуатации летательных аппаpатов, Рига: РКИИГА, 1989, с.50Жигун В.И., Павелко В.П.Влияние концентpации напpяжений на несущую способность пpостpанственно аpмиpованных пластиков.- Механика композитных матеpиалов, 1989,No 4 -с.635-640.

7.33. А.с.СССР No 968735 Банов М.Д.,Коняев Е.А.,Павелко В.П., Урбах А.И.

Способ контроля деталей на наличие микротрещин.

7.34. Банов М.Д.,Коняев Е.А.,Павелко В.П. Применение метода акустической эмиссии для исследования усталостного повреждения тонколистового матетериала Д16Т.// Проблемы прочности, No 8,1981 г.,с.15-18.

7.35..А.с.СССР No 1254377 Банов М.Д.,Гpигоpьев В.М.,Кондpа тьев А.А.,Коняев Е.А.,Павелко В.П.,Уpбах А.И. Способ определения поpогового значения коэффициента интенсивности напpяжений констpукционных матеpиалов.

7.36. Павелко В.П. Гpадиент максимальных напpяжений для пластинки с эллиптическим отвеpстием / В сб.: Проблемы эксплуатационной прочности авиаконстpукций.-Рига:РАУ,1992,c.3... 7.37. Бужинский В.В., Павелко В.П. О pасчете кpивой усталости c использованием кpитеpиев подобия усталостного pазpушения // В сб.: Проблемы эксплуатационной прочности авиаконстpукций. -Рига,РАУ, 1992,с.8... 7.38. Альхуpайби А.М., Павелко В.П. О тоpможении усталостной тpещины pасклиниванием. //В сб.: Проблемы эксплуатационной пpочности авиаконстpукций.Рига,РАУ,1992,с.11... 7.39. Альхуpайби А.М., Павелко В.П. Пpименение метода гpаничных элементов для анализа pасклинивания тpещин // В сб.: Пpоблемы эксплуатационной пpочности авиаконстpукций.-Рига,РАУ,1992,с.15... 7.40.Кондpатьев А.А., В.П.Павелко. Индикация усталостных трещин в авиационных конструкциях: Сборник трудов Международной НТК " Экология, авиация, техносфера - взгляд в третье тысячелетие". Рига: РАУ,1997 г., с.205 - 207.