La forza del velivolo
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La forza del velivolo

La forza del velivolo

 

Principio danni sicura. Sicurezza delle operazioni di volo direttamente correlata alla durata strutturale.

Il progetto si chiama il funzionamento in sicurezza, se richiesto minimi di controllo e le riparazioni ad una soddisfacente attuazione delle funzioni di base. buona esecuzione significa trascurabile probabilità di cedimento strutturale per aeromobili civili o accettabilmente bassa probabilità di fallimento per aerei militari. Sicurezza dei passeggeri e dell'equipaggio di aeromobili civili è di fondamentale importanza. Metodi di strutture calcolatrici, funzionamento affidabile, progettato principalmente per aeromobili civili.

aereo moderno è struttura di tipo semi-monoscocca costituita da fogli sottili pareti, travi di rinforzo (fattorie) e traverse per evitare deformazioni. Rivestimento esterno o parete forma un profilo aerodinamico dell'unità - fusoliera, ala, stabilizzatore. I rinforzi sono attaccati alla superficie interna dell'involucro e percepire carichi concentrati. Questo disegno per molti anni servito come oggetto principale della ricerca aerodinamica e distingue dispositivi di disegni costruzione convenzionali.

La forza dell'ala

durata necessaria di velivoli dell'aviazione civile è determinato sulla base di considerazioni economiche globali. Egli è 10-15 anni. Designer in primo luogo cercando di garantire una lunga durata di vita del velivolo senza fessurazioni. Per questo si utilizza il metodo di calcolo elaborato dalla che minimizza concentrazione di sforzo e cerca di mantenere la tensione più bassa possibile, in base ai requisiti per le caratteristiche di volo. Per le parti che sono difficili da riparare o sostituire, il progettista può cercare di garantiredesiderata durata senza screpolature durata uguale dell'aeromobile. Per molti disegni è impossibile. Inoltre, vi è il rischio di danni alle strutture a trasporto, inciampo sulla pista e decomposizione parti dell'elica o del motore. Il progettista deve minimizzare la perdita di forza a causa di rotture per fatica o danni durante il funzionamento dell'aeromobile. Risolve questo problema come segue:

  • raccoglie il materiale e determinare le dimensioni delle parti per garantire un'adeguata resistenza strutturale in fessure;

  • utilizza elementi sicuri (traccia carichi variabili e la congestione, impedendo lo sviluppo di cricche);

  • seleziona un materiale avente un basso tasso di rotture per fatica.

Uno dei moderni mezzi di migliorare l'affidabilità dei disegni aumentando la risorsa, riducendo il consumo di materiale e migliorare l'efficienza economica - disegno e definizione della durata dell'operazione sulla base del danno sicuro. Questo tiene conto della presenza di elementi strutturali dei difetti metallurgici e tecnologiche iniziale e la formazione di crepe nel loro, l'accumulo di danni operativa.

Sviluppo e l'attuazione del principio della cassaforte danneggiano possibile solo l'applicazione di metodi di meccanica della frattura. Determinazione dello stato di sollecitazione-deformazione degli elementi strutturali avendo difetti come crepe, ed è la fase più difficile responsabile calcolo della resistenza. In conformità con rappresentazioni convenzionali dello stato tensionale deformato del corpo con una fessura completamente caratterizzato dal fattore di intensificazione degli sforzi. Nella loro determinazione preliminare basata criteri quasi tutti attualmente noti di rottura fragile e quasi-fragili, nonché le dipendenze, che descrivono la crescita di cricche da fatica.

Il termine "danno sicuro" si riferisce ad una struttura progettata in modo da minimizzare la possibilità di guasto del velivolo a causa della diffusione dei difetti rilevati, incrinature o altri difetti. Nella produzione di disegni, che dovrebbero essere nessun danno, è necessario risolvere due problemi principali. Questi problemi consistono nel fornire i difetti di crescita controllata, t. E. funzionamento sicuro con crepe e danni nel contenimento forzato, così da fornire o durata residua o resistenza residua. Inoltre, il calcolo del danno ammissibile non esclude la necessità di un'attenta analisi e il calcolo della fatica.

Il punto principale che si basa sul concetto di danno sicura è che i difetti sono sempre presenti, anche in nuove idee, e possono rimanere inosservato. Pertanto, la prima condizione di ricevibilità del difetto è una condizione che ogni elemento di progetto, comprese tutte le unità aggiuntive per trasmettere il carico, deve consentire un funzionamento sicuro in presenza di crepe.

Monitoraggio difetti di crescita. Il verificarsi di rotture per fatica può essere evitato creando una tale struttura, in tutti i punti in cui la tensione è inferiore ad un certo livello. Tuttavia, la riduzione del livello di stress porta ad un aumento di peso strutturale. Inoltre, crepe possono sorgere non solo dalla fatica, ma anche per altri motivi, ad esempio a causa di danni accidentali prodotte durante il funzionamento oa causa di difetti di materiale. Pertanto, nella progettazione vera e propria ammettere l'esistenza di un certo numero di piccole crepe nella struttura al momento della spedizione. La più grande di queste crepe possono sviluppare durante il funzionamento.

prove di durata dei velivoli

L'elemento più importante del principio di difettosità sicurezza diventa un periodo di tempo durante il quale la fessura può essere rilevato. A causa di varie contingenze probabilità di rilevamento crepa durante l'ispezione è instabile. Talvolta fessure appena visibili trovati nelle zone più remote della costruzione e allo stesso tempo può essere passato molto grandecrepe altrove. Per il caso in cui è stato mancato durante l'ispezione "Boeing-747» lunghezza della cricca 1800 mm per carenatura nella cabina pressurizzata dell'aereo.

Pertanto, per gli elementi strutturali che determinano la portata della cellula, il programma di controllo di distruzione è stabilito. Un elemento importante della distruzione del programma di controllo è lo sviluppo di metodi di prova. Per ciascun elemento da sviluppare e proposti opportuni metodi di prova. applicazione di tecniche di ispezione non distruttiva diversa sensibilità può essere necessario separare parti degli elementi. verifica di temporizzazione sono impostati sulla base dell'analisi delle informazioni disponibili sulla crescita crack, data la dimensione specificata e difetto iniziale rilevato dimensione dei difetti che dipende dalla sensibilità del metodo di rilevazione difetto impiegato. verifica dentata dovrebbe essere stabilito in base all'ordine purché il fattore di sicurezza richiesto difetto inosservato non ha raggiunto una dimensione critica prima del controllo successivo. Di solito, gli intervalli tra le ispezioni periodiche sono assegnati in modo che i passati due controlli prima di raggiungere qualsiasi dimensione critica crepa.

Principi di sicurezza di danno alla progettazione degli aeromobili reso necessario un maggiore utilizzo di metodi non distruttivi per il monitoraggio della condizione tecnica dei sistemi funzionali. Le possibilità di diversi metodi di controllo non distruttivo per la rilevazione di rotture per fatica. Metodi non distruttivi vengono continuamente migliorati.

Fatica, corrosione e crepa-resistenza. Nel funzionamento pratica aC sono molti casi distruzione di parti di elementi e nodi di affaticamento del materiale. Tale distruzione è il risultato delle variabili o carichi ripetuti. E per rotture a fatica richiede notevolmente inferiore al carico massimo che sotto frattura statica. In volo ea terra durante la guida molte parti ed elementi esposto al sole disegno carichi variabili e, anche se la tensione nominale è spesso bassa, la concentrazione di sollecitazioni, che di solito non riduce la resistenza statica, può portare a faticadistruzione. Ciò è confermato dalla pratica di sfruttamento non solo del sole, ma anche veicoli macinati. Infatti, è possibile quasi sempre osservare la rottura a fatica e molto rara - la distruzione dei carichi statici.

La particolarità di rottura a fatica - mancanza di deformazione nella zona di frattura. Fenomeni simili si osservano anche in materiali quali acciaio dolce, che sono altamente malleabile a distruzione statica. E 'particolarmente pericoloso per rottura a fatica, dal momento che non ci sono segni di prima frattura. Emergenti segni di stanchezza sono di solito molto piccoli e difficili da rilevare fino a raggiungere dimensioni macroscopiche. Successivamente, si diffondono velocemente e in un breve periodo di tempo non v'è completa distruzione. Così, l'individuazione tempestiva delle cricche di fatica - un compito difficile. Più frequentemente le fessure di fatica vengono generati nei difetti cambiare forma zona o parti di superfici.

Tali difetti, così come un piccolo cambiamento nella sezione di lavoro dei dettagli non influiscono sulla resistenza statica, come deformazione plastica riduce l'effetto della concentrazione di tensione. Allo stesso tempo, rottura per fatica di parti deformazioni plastiche tendono ad essere piccole, riducendo la concentrazione di stress nella zona e non c'è conto della concentrazionestress è essenziale, tuttavia, è importante nella progettazione dei componenti operanti sotto carichi variabili, rendendole più facile e sicuro contro rottura per fatica.

Così, i fattori che influenzano la resistenza a fatica comprendono: concentratori stress, dimensioni delle parti, l'importanza relativa dei carichi e la corrosione sia statiche e cicliche, in particolare la corrosione di attrito, che è il risultato di ripetuti piccoli movimenti delle due superfici a contatto.

La fatica di solito è causato dalla distruzione di molte migliaia o milioni di cicli di carico. Tuttavia, possono verificarsi dopo decine o centinaia di cicli.

Tutti gli elementi, parti e componenti BC sono esposti a carichi dinamici durante la guida a terra e in volo. Carico variabile diversa natura, agendo sugli elementi strutturali, parti di macchine e dispositivi variabili corrispondenti determinare la tensione, che alla fine portano alla rottura a fatica. processi velocità di distruzione meccanica di elementi e gruppi sollecitate, rispettivamente, e il tempo al fallimento dipende dalla struttura e le proprietà dei materiali, carichi di corrente indotte da stress, temperature e altri fattori. Tuttavia, la natura della distruzione della fatica del materiale è una sorta di una forma diversa dalla rottura fragile.

Rottura a fatica di parti di solito inizia vicino difetti metallurgici o tecnologiche, zone di concentrazione degli sforzi, nonché la presenza di difetti tecnologici nei prodotti.

Come è noto, insufficienza statica è determinata principalmente dalla probabilità del verificarsi di un grande carico in volo, per esempio, da un soffio d'aria a seguito della quale il Sun opererà il carico supera i limiti della resistenza statica della struttura, cioè, la possibilità di distruzione statica - è essenzialmente una questione di probabilità di occorrenza di un grande carico.

Rottura a fatica sotto queste ipotesi - il risultato dell'applicazione di un numero sufficiente di cicli di carico, o di un numero sufficiente di voli sole a una certa distanza.

La differenza principale tra la fatica e carico statico è la seguente:

  • un fattore importante nella resistenza a fatica per una data distribuzione dei carichi, anche con la dispersione dei dati è il numero di variazioni di carico o di durata; per la resistenza statica e la distruzione - del carico;

  • la natura dell'approccio probabilistico carico di fatica è significativamente differente dalla natura dell'approccio probabilistico al carico statico - per le specifiche condizioni operative influenzano la probabilità di un singolo carico grande sull'aeromobile, per esempio, da folata di oltre statica distruttiva e non dipende dal tempo di funzionamento. Ciò può verificarsi all'inizio e alla fine della vita. La probabilità di rottura per fatica viene modificata durante il funzionamento, in modo significativo l'aumento verso la fine della vita. Così i progettisti e gli scienziati ritengono che la risorsa assegnata o servizio e il termine per il livello di probabilità corrispondente dovrebbero essere tali da fratturare il tasso di recidiva è stato sufficientemente basso valore che, se possibile, sarebbe stata accettata. Questo valore è la probabilità di 10 9, e che viene preso come base per principali compagnie aeree straniere e nazionali.

Esperti Aviation ritengono che la fatica alla corrosione e danni nella stessa misura determina la durata della struttura dell'aeromobile. La maggior parte delle fonti di corrosione - danni strutturali durante il caricamento del sole sulla terra e la pelle graffiata.

È noto che i danni da corrosione alla struttura dipende interamente le condizioni operative e la qualità del servizio militare.

Le istruzioni, prima di tutto, l'attenzione si attira corrosione dei principali elementi strutturali di alimentazione. Si trova che la corrosione è causato da un più interna di fattori esterni. Così, la causa di corrosione - liquido versato nella zona del buffet (soprattutto succo di frutta) e servizi igienici.

Le aree della struttura della fusoliera, sono particolarmente sensibili alla corrosione e fatica crepe (ombreggiate).

Il meno pericoloso rispetto alla fatica (uniforme) corrosione totale. Ma in vero corrosione uso uniforme nella sua forma pura è rara e di solito è integrata con lesioni ulcerative. L'effetto di tale resistenza alla corrosione a fatica.

Si può notare che, a seconda della zona e profondità del danno alla corrosione e alla fatica di una lega D16T notevolmente ridotta. L'area di danni alla corrosione riduce la resistenza a fatica del minore del diametro e la profondità di pozzi di corrosione.

Quando si utilizza il processo di accumulazione di fatica e corrosione danni alternano parziali sovrapposizioni. Di solito presume che le lesioni si sviluppano su corrosivi parcheggio, e la fatica - in volo. Danni da corrosione è concentratori di stress.

Termini e approcci utilizzati nella giustificazione delle risorse all'interno 103 l. h per 20-25 anni di funzionamento, determinano la necessità di utilizzare, garantendo nel contempo la sicurezza nella fase attuale, insieme al principio di "sicurezza della vita", come principio progressivo di "danno sicurezza".

Quest'ultimo principio permette danneggiamento a fatica di elementi strutturali durante l'intervallo di tempo tra due ispezioni consecutive alle condizioni che l'intervallo non è troppo grande, danni non raggiunge il suo stato di limitazione, e non porta alla distruzione della struttura nel suo complesso.

Di conseguenza, il criterio di resistenza del velivolo, sostenendo l'irricevibilità di incrinature, corretto per la struttura nel suo complesso, come in un funzionamento a lungo termine degli aeromobili praticamente impossibile evitare cricche di fatica in alcuni dei suoi elementi. È necessario trovare una crepa nel tempo e prevenire il loro ulteriore sviluppo per la dimensione massima consentita.

Così, la risorsa forza del velivolo deve basarsi sul criterio di forza, tenendo conto dell'intensità di origine e lo sviluppo di fessure per la progettazione in generale, e negli elementi che non portano ad un esito catastrofico.

Vi è il concetto su cui si ritiene che durante la 30 min. 101 l. h dovrebbe essere sicuro, e poi a 60 * 103 l. h - funzionamento fornito dalle proprietà strutturali di sopravvivenza.

Ricordiamo che sotto il sole e la vitalità sistemi funzionali fa riferimento alla proprietà che fornisce il corretto svolgimento delle funzioni previste dal volo (o voli) con i singoli guasti o danni loro elementi o nodi. Si è assicurata dalla disposizione, le soluzioni progettuali specifiche, favorendo piuttosto lento sviluppo del danno e resistenza sufficiente in presenza di un guasto di essere prontamente disponibili per il rilevamento di danno e controllo oggettivo, se possibile.

L'esperienza dimostra che durante l'usura prolungata di funzionamento, la stanchezza e danni da corrosione sono i fallimenti più massicce.

Cricche di fatica portano ad una diminuzione della resistenza della struttura e determinare la sua affidabilità forza. Pertanto, la progettazione deve essere previsto che le seguenti condizioni: lo sviluppo e la distribuzione di crepe negli elementi strutturali dovrebbe essere così lento che la resistenza statica residua nello sviluppo di cricche alle dimensioni della sua rilevazione visiva era sufficiente per un funzionamento senza problemi del sole senza restrizioni.

la forza del velivolo

Consideriamo alcuni dei risultati dei test Sun campioni di pelle fusoliera con cabina di guida pressurizzata. Pertanto, lo sviluppo del sistema mostra una cricca di fatica nei pannelli fusoliera dell'aereo DC-10. La resistenza residua della fusoliera di un aereo DC-10 esaminato per dimensioni pannelli 4267 2642 x mm con raggio di curvatura Zoe mm. Le prove sono state effettuate sotto carico combinato simulando il carico inerziale e la pressione di sovralimentazione in cabina. Per questo pannello presa dalla parte superiore della pelle con le esistenti crepa iniziale pari 12 mm. Come si può vedere, la prima fase di test a pressione nominale Pa a cicli 0,65 15 000 crepa crescita non è stata osservata praticamente. Dopo aver eseguito un'incisione in una cella di alimentazione e un certo aumento della pressione interna della velocità di propagazione cominciato ad aumentare, non raggiungendo, valore comunque pericoloso. Quando 46 000 cicli distruzione avvenuta del telaio centrale, quindi entrambi i frame distruzione, con un conseguente notevole aumento della velocità di sviluppo fessura e la distruzione di altri elementi di potenza. distruzione completa di crepe pannello verificato quando la lunghezza 1157 mm e ad una pressione superiore a giudizio volte 1,53 pressione nella cabina di guida.

Test simili condotti su altri pannelli con un insieme di elementi di sicurezza, hanno dimostrato la capacità di creare disegni di maggiore vitalità e del principio di "sicurezza" di danni alla struttura garantendo monitoraggio della sua condizione al MOT.

Tuttavia, la rottura per fatica più pericoloso degli elementi strutturali della fusoliera. Ad esempio, crepe nella pelle della fusoliera dell'aeromobile "Comet", apparso in prossimità dei ritagli per le finestre, causato i due incidenti di questo tipo di velivolo.

La ragione principale per la ri-cracking carico della pelle fusoliera con i velivoli della cabina di guida pressurizzata "Comet" e difetti di progettazione. Come è noto, il rivestimento dell'aeromobile subisce ripetuto carico di trazione-compressione. Essi hanno portato allo sviluppo di crepe nella concentrazione di tensione. Dopo aver eseguito completamenti crepa placcatura di questo tipo non sono state osservate.

Il progetto consente di aumentare la sopravvivenza di certe dimensioni dei danni che devono soddisfare i requisiti normativi più generali. Ad esempio, la società "Douglas" crede che la resistenza residua della struttura del velivolo passeggero deve essere fornito alla frattura lunghezza delle ali 400 mm perturbato metà traversa e nella fusoliera fessura longitudinale lunghezza 1000 mm perturbato stopper titanio mezzo o trasversale incrinarsi fino a 400 mm distrutto il longherone centrale.

La società "Lockheed" determina il seguente possibili danni alla fusoliera: una fessura nella pelle può essere 300 lunghe mm distrutte nel mezzo delle cornici o traversa; crepa longitudinale nella pelle - fino a 500 mm; crepa, che parte da un angolo di un cut-out 300 mm con la distruzione del telaio o della traversa.

I requisiti ICAO specificato che un livello minimo di forza residua delle strutture danneggiate deve corrispondere al carico massimo di funzionamento di 66,6% stimato per il calcolo dei casi più importanti di carico.

GOST 27.002 83 definisce durata come una proprietà dell'oggetto continuare a funzionare fino a un certo status nel sistema installato AMO. La condizione limite può essere causata da: violazione fatale dei requisiti di sicurezza dovuti alla violazione della resistenza strutturale; unità di cure inevitabili per i parametri di tolleranza; riduzione inevitabile in efficacia; la necessità di effettuare riparazioni importanti in conformità della documentazione tecnica di regolamentazione e di corrente.

2 forza aereo

Come affidabilità, durata fissa durante la progettazione del sole, è previsto in corrispondenza fabbricazione e mantenuta durante il funzionamento. Per AT durata è determinata dalle condizioni di sicurezza del volo e la fattibilità del suo ulteriore utilizzo in base alla efficacia comparativa e l'eventuale sostituzione di modelli più sofisticati. Nel progettare prodotti non AT eventuali carichi durante il funzionamento, le modalità di funzionamento; materiale adatto è selezionata per gli oggetti, i metodi di lavorazione. Per vengono selezionati gli elementi che lavorano in condizioni di materiali di attrito, la maggior usura in condizioni operative previste, e simili. D.

Tutto questo permette ai progettisti di creare non solo un progetto praticabile, ma anche di effettuare i calcoli relativi in ​​grado di garantire gli standard richiesti di durata progettato apparecchiature.

Durabilità come una proprietà della struttura dipende da numerosi fattori, che possono essere suddivisi in forza, operativo e organizzativo.

crepe nella fusoliera

Forza comprendono la progettazione, la produzione, la lavorazione, il carico e fattori di temperatura. Tra questi sono concentratori di stress negli elementi di costruzione e tensioni residue risultanti dalla tecnologia imperfetta e per deformazione plastica nel montaggio di parti e riparazioni; proprietà dei materiali e loro cambiamento durante l'operazione, compresa una resistenza statica iniziale; limite di fatica; il fattore di intensificazione degli sforzi per il tipo di separazione e la distruzione dello spostamento.

Gli esperti ritengono che l'uso di moderne conquiste della scienza, dell'ingegneria e della tecnologia, siamo in grado di garantire la longevità della struttura delle parti principali del velivolo per 40 • 103 l. h. Senza di cracking velivolo può urtare 30 103 x x l. h. Se assumiamo che la vita economica (o la durata di funzionamento) è 60 • 103 l. h, è possibile fornire una garanzia circa la metà di questo periodo, il sole e l'altra metà sarà gestito con parti tolleranza danni e assiemi e la loro sostituzione durante la riparazione.

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