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force Aircraft
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Le principe des dommages-intérêts sécuritaires. Sécurité des aéronefs est directement liée à la durabilité.

La conception est appelé un fonctionnement en toute sécurité, si nécessaire inspection et les réparations minimum à un fonctions de base satisfaisants. Une performance satisfaisante est probabilité négligeable de défaillance structurale pour un avion civil ou suffisamment faible probabilité de défaillance pour les avions militaires. Sécurité des passagers et membres d'équipage d'un aéronef civil est d'une importance primordiale. Méthodes d'analyse de structures fiables, en fonctionnement, conçus principalement pour les avions civils.

Avion moderne est une structure de type semi-monocoque composé de feuilles minces parois, soutenus par des poutres (fermes) et les lisses pour empêcher le flambage. La peau extérieure ou paroi forme un contour aérodynamique de l'appareil - le fuselage, aile, empennage. Les raidisseurs sont fixés à la surface intérieure de la peau et de percevoir des charges concentrées. Cette conception depuis de nombreuses années a servi comme l'objet principal de la recherche aérodynamique et distingue les appareils de la conception des bâtiments conventionnels.

La force de la voilure de l'aéronef

durée de vie requise des avions de l'aviation civile est déterminée sur la base de considérations économiques globales. Il est à des années-10 15. Designer principalement en essayant d'assurer une longue durée de vie de l'avion sans se fissurer. Pour cela, il utilise la méthode de calcul développée par ce qui réduit la concentration de contraintes et essaie de maintenir la tension aussi faible que possible, en fonction des exigences pour les caractéristiques de vol. Pour les pièces qui sont difficiles à réparer ou remplacer, le concepteur peut essayer d'assurerla durabilité souhaitées sans fissuration, égale à la durée de vie de l'avion. Pour de nombreux modèles, il est impossible. En outre, il ya un risque de dommages aux structures qui servent de transport, d'achoppement sur la piste et en décomposition pièces du moteur ou de l'hélice. Le concepteur doit minimiser la perte de résistance résultant en apparition de fissures ou dommages de fatigue pendant le fonctionnement de l'avion. Il résout ce problème comme suit:

  • ramasse le matériau et déterminent les dimensions des pièces pour assurer une résistance structurelle adéquate dans les fissures;

  • utilise des éléments de sécurité (suivi des charges variables et de la circulation, ce qui entrave le développement de fissures);

  • sélectionne un matériau ayant un taux de criques de fatigue faible.

L'un des moyens modernes d'améliorer la fiabilité des conceptions tout en augmentant la réduction de la ressource de matériel et d'améliorer l'efficacité économique - la conception et la définition de la durée de fonctionnement sur le principe de la sécurité des dommages. Ceci tient compte de la présence des éléments de structure des défauts métallurgiques initiaux et technologiques et la formation de fissures dans les dommages de l'accumulation opérationnel.

Développement et mise en œuvre du principe de sécurité abîment possible dans l'application des méthodes de mécanique de la rupture. Détermination de l'état de contrainte-déformation des éléments de structure présentant des défauts tels que des fissures, et est l'étape la plus difficile responsable de calcul de la force. Conformément aux représentations classiques de l'état déformé au stress du corps avec une fissure complètement caractérisé par le facteur d'intensité de contrainte. Dans leur détermination préliminaire fondée sur des critères presque tous connus actuellement de la rupture fragile et quasi-fragile, ainsi que les dépendances, décrivant la croissance des fissures de fatigue.

Le terme « dommages sécurité » fait référence à une structure conçue de manière à minimiser le risque de défaillance de l'avion en raison de la propagation des défauts non détectés, des fissures ou d'autres défauts. Dans la production de modèles, qui devraient être aucun dommage, il est nécessaire de résoudre deux problèmes majeurs. Ces problèmes consistent à fournir les défauts à croissance contrôlée, t. E. fonctionnement en toute sécurité avec des fissures et des dommages dans l'enceinte de confinement forcé, de manière à fournir ou durée de vie ou résistance résiduelle résiduelle. En outre, le calcul des dommages admissibles n'exclut pas la nécessité d'une analyse minutieuse et calcul de la fatigue.

Le point principal qui est basé sur la notion de dommage sûre consiste dans le fait qu'il ya toujours des défauts, même dans de nouvelles conceptions, et qu'ils peuvent passer inaperçus. Ainsi, la première condition pour la recevabilité du défaut est une condition que tout élément de la conception, y compris toutes les unités supplémentaires pour transmettre la charge, doit permettre un fonctionnement sûr de la présence de fissures.

Suivi des défauts de croissance. L'apparition de fissures de fatigue peut être évité en créant une telle structure, à tous les points auxquels la tension est inférieure à un certain niveau. Cependant, ce qui réduit le niveau de stress conduit à une augmentation du poids de la structure. En outre, des fissures peuvent apparaître non seulement de la fatigue, mais aussi pour d'autres raisons, par exemple en raison de dommages accidentels produit pendant le fonctionnement ou en raison de défauts matériels. Par conséquent, dans la vraie conception admettre l'existence d'un certain nombre de petites fissures dans la structure au moment de l'expédition. La plus grande de ces fissures peuvent se développer pendant le fonctionnement.

Essai de durabilité des avions

L'élément le plus important des principes de l'endommagement de la sécurité devient une période de temps pendant laquelle la fissure peut être détectée. En raison de diverses éventualités probabilité de détecter les fissures lorsque vu instable. Parfois fissures peine visibles trouvés dans les zones les plus reculées de la construction et dans le même temps peuvent être passés très grandfissures ailleurs. Pour le cas où a été manquée lors de l'inspection "Boeing-747» fissurer longueur 1800 mm sous le carénage dans la cabine pressurisée d'un aéronef.

Par conséquent, aux éléments structurels qui déterminent la capacité de charge de la cellule, le programme de contrôle de la destruction est établi. Un élément important de la destruction du programme de contrôle est le développement des méthodes d'essai. Pour chaque élément à développer et proposé des méthodes d'essai appropriées. l'application de différentes techniques de contrôle non destructif de sensibilité peut être nécessaire pour séparer les parties des éléments. vérification de synchronisation sont réglés sur la base de l'analyse de l'information disponible sur la croissance de la fissure, étant donné la taille spécifiée et le défaut initial taille de défaut détecté qui dépend de la sensibilité du procédé de détection de défauts utilisés. la vérification temporelle doit être établie en fonction de l'ordre à condition que le défaut du facteur de sécurité requis non détecté n'a pas atteint une taille critique avant l'inspection suivante. En règle générale, les intervalles entre les inspections régulières sont attribués de telle sorte que les deux contrôles passé avant d'atteindre une taille critique de fissure.

Principes de sécurité de dommages à la conception des aéronefs ont nécessité une plus grande utilisation de méthodes non destructives pour la surveillance de l'état technique des systèmes fonctionnels. Les possibilités de différentes méthodes de contrôle non destructif pour la détection de fissures de fatigue. Méthodes d'essais non destructifs sont constamment améliorés.

Fatigue, corrosion, fissure et de résistance. En fonctionnement pratique de la Colombie-Britannique sont nombreux cas la destruction des parties des éléments et des nœuds de la fatigue des matériaux. Une telle destruction est le résultat des variables ou des charges répétées. Et pour les échecs de la fatigue nécessite beaucoup moins que la charge maximale que sous la rupture statique. En vol et au sol lors de la conduite de nombreuses pièces et éléments exposés à des charges variables de conception de soleil et, bien que la tension nominale est souvent faible, la concentration de stress, ce qui ne réduit généralement pas la force statique, la fatigue peut conduire àdestruction. Ceci est confirmé par la pratique de l'exploitation non seulement du soleil, mais aussi des véhicules terrestres. En effet, vous pouvez presque toujours observer la rupture par fatigue et très rare - la destruction des charges statiques.

La particularité de l'échec de la fatigue - manque de tension dans la zone de fracture. Des phénomènes similaires sont observés même dans des matériaux tels que les aciers doux, qui sont très malléable à la destruction statique. Il est particulièrement dangereux à l'échec de la fatigue, car il n'y a aucun signe de fracture avant. les signes de fatigue émergents sont généralement très petites et difficiles à détecter jusqu'à ce qu'ils atteignent la taille macroscopique. Ensuite, ils se propagent rapidement et sur une courte période de temps il y a une destruction complète. Ainsi, la détection rapide des fissures de fatigue - une tâche difficile. Le plus souvent les fissures de fatigue sont générés sous la forme de la zone des défauts de changement ou parties de surfaces.

Ces défauts, ainsi que d'une petite variation de la section de travail des détails ne portent pas atteinte à la résistance statique, comme déformation plastique diminue l'effet de concentration de contraintes. Dans le même temps, une rupture par fatigue de pièces déformations plastiques ont tendance à être faible, ce qui réduit la concentration de contrainte dans la zone et il n'y a pas de compte de la concentrationle stress est essentiel, cependant, il est important dans la conception de composants fonctionnant sous charges variables, ce qui les rend plus facile et plus sûr contre l'échec de la fatigue.

Ainsi, les facteurs qui influent sur la résistance à la fatigue comprennent: des concentrateurs de stress, les dimensions des pièces, l'importance relative de la charge et à la corrosion à la fois statiques et cycliques, en particulier la corrosion de frottement, qui est le résultat de mouvements répétés des deux surfaces en contact.

La fatigue est généralement causée par la destruction de plusieurs milliers ou des millions de cycles de charge. Cependant, ils peuvent se produire après des dizaines voire des centaines de cycles.

Tous les éléments, pièces et composants BC sont exposés à des charges dynamiques lors de la conduite sur le sol et en vol. charge variable de nature différente, agissant sur les éléments de construction, pièces de machines et appareils variables correspondant déterminer la tension, ce qui conduit finalement à une rupture de fatigue. processus de vitesse de destruction mécanique des pièces sollicitées et les unités, respectivement, et le temps de défaillance dépend de la structure et des propriétés des matériaux, les courants induits par le stress charges, températures et autres facteurs. Cependant, la nature de la destruction de la fatigue des matériaux est une sorte d'une forme différente de la rupture fragile.

La rupture en fatigue de pièces commence habituellement près des défauts métallurgiques ou technologiques, les zones de concentration de contraintes, ainsi que la présence de défauts dans les produits technologiques.

Comme on le sait, l'insuffisance statique est principalement déterminée par la probabilité d'apparition d'une forte charge en vol, par exemple, par un courant d'air à la suite de laquelle le Soleil fonctionner la charge dépasse la limite de la résistance statique de la structure, c.-à- la possibilité de destruction statique - il est essentiellement une question de probabilité d'occurrence d'une grande charge.

L'échec de la fatigue dans ces hypothèses - le résultat de l'application d'un nombre suffisant de cycles de charge, ou un nombre suffisant de vols Soleil à une certaine distance.

La principale différence entre la fatigue et la charge statique est la suivante:

  • un facteur majeur dans la résistance à la fatigue pour une distribution donnée de charges, même avec la dispersion des données est le nombre de changements de charge ou de durée de vie; pour la résistance statique et la destruction - de la charge;

  • la nature de l'approche probabiliste à la charge de la fatigue est significativement différente de la nature de l'approche probabiliste à la charge statique - pour les conditions de fonctionnement spécifiques influencent la probabilité d'une seule grande charge sur l'avion, par exemple, de rafales de plus de destruction statique et ne dépend pas de la durée de fonctionnement. Cela peut se produire au début et à la fin de vie. La probabilité de défaillance de la fatigue est modifiée en cours de fonctionnement, ce qui augmente de manière significative vers la fin de la vie. Ainsi, les concepteurs et les scientifiques pensent que la ressource affectée ou d'un service et la date limite pour le niveau de probabilité correspondante devrait être de nature à rompre le taux de récidive était valeur suffisamment faible pour que, si possible, serait acceptée. Cette valeur est la probabilité de 10 9, et qui est pris comme base pour les grandes sociétés d'aviation étrangères et nationales.

Aviation experts estiment que la fatigue par corrosion ainsi que des dommages dans la même mesure détermine la durée de vie de la structure de l'aéronef. La plupart des sources de corrosion - dommages structuraux lors du chargement du soleil sur le sol et la peau rayé.

Il est connu que la corrosion de la structure est entièrement tributaire des conditions d'exploitation et la qualité du service des Forces armées.

Les instructions, tout d'abord, l'attention est attirée sur la corrosion des principaux éléments structurels du pouvoir. On a trouvé que la corrosion est causée par une plus interne de facteurs externes. Ainsi, la cause de la corrosion - liquide renversé dans la zone du buffet (en particulier de jus de fruits) et les toilettes.

Domaines de la structure du fuselage, sont particulièrement sensibles aux fissures de corrosion et de fatigue (ombragées).

Le moins dangereux par rapport à la fatigue (uniforme) totale à la corrosion. Mais dans l'utilisation réelle corrosion uniforme dans sa forme pure est rare et est généralement complétée par des lésions ulcéreuses. L'effet d'une telle résistance à la fatigue par corrosion.

On peut voir que, selon la zone et la profondeur du dommage à la corrosion, résistance à la fatigue d'un alliage de D16T considérablement réduite. La zone de dommages à la corrosion réduit la résistance à la fatigue de diamètre inférieur au diamètre et la profondeur des piqûres de corrosion.

Lorsque vous utilisez le processus d'accumulation de la fatigue et à la corrosion dommages alternent avec chevauchement partiel de l'autre. Il est généralement admis que les lésions corrosives se développent sur un parking, et la fatigue - en vol. Les dégâts de corrosion est concentrateurs de contraintes.

Termes et approches utilisées dans la justification des ressources au sein 103 l. h pour 20-25 années de fonctionnement, déterminer la nécessité d'utiliser tout en assurant la sécurité au stade actuel, avec le principe de la "durée de vie sécuritaire" comme un principe progressif des "dommages sans échec."

Ce dernier principe permet dommages de fatigue pour les éléments structurels au cours de l'intervalle de temps entre deux contrôles consécutifs dans les conditions que l'intervalle est pas trop grande, les dommages ne parvient pas à son état limite, et ne conduit pas à la destruction de la structure dans son ensemble.

Par conséquent, le critère de résistance de l'avion, affirmant l'inadmissibilité de craquage, incorrect pour la structure dans son ensemble, comme dans une opération à long terme d'avions pratiquement impossible d'éviter les fissures de fatigue dans certains de ses éléments. Il est nécessaire de trouver une fissure dans le temps et empêcher leur développement ultérieur pour la taille maximale autorisée.

Ainsi, la ressource de puissance de l'aéronef doit être basée sur le critère de résistance, en tenant compte de l'intensité de l'origine et le développement de fissures de conception en général, et dans les éléments qui ne conduisent pas à des résultats catastrophiques.

Il est le concept sur lequel il est considéré que lors de la 30 min. 101 l. h doit être sûr, et ensuite à 60 * 103 l. h - opération fournies par les propriétés structurelles de survie.

Rappelons qu'en vertu de la vitalité de soleil ou des systèmes fonctionnels se réfère à la propriété qui fournit la bonne exécution des fonctions spécifiées dans le vol (ou vol) avec des défauts individuels ou d'endommager leurs éléments ou de noeuds. Elle est assurée par la mise à disposition, les solutions de conception spécifiques, favorisant le développement plutôt lent des dommages et une résistance suffisante à la présence d'un défaut d'être facilement disponible pour la détection de dommages et contrôle objectif, si possible.

L'expérience montre que lors de l'usure prolongée de fonctionnement, la fatigue et les dommages à la corrosion sont les échecs les plus massives.

Les fissures de fatigue conduisent à une diminution de la résistance de la structure et déterminer la fiabilité de la force. Par conséquent, la conception doit être autant que les conditions suivantes: le développement et la distribution de fissures dans des éléments de structure devraient être si lent que la résistance statique résiduelle dans le développement de fissures à la taille de sa détection visuelle était suffisante pour un fonctionnement sans problème de soleil sans restrictions.

la force de l'aéronef

Examinons quelques-uns des résultats des tests des échantillons de peau soleil fuselage avec cockpit pressurisé. Ainsi, le développement du système montre une fissure de fatigue dans les panneaux de fuselage de l'avion DC-10. La résistance résiduelle des panneaux d'un fuselage d'aéronef a examiné pour la taille DC-10 4267 2642 x mm avec un rayon de courbure Zoe mm. Des essais ont été effectués sous une charge combinée simulant la charge d'inertie et la pression de suralimentation dans la cabine des passagers. Pour ce panneau prise de la partie supérieure de la peau avec la fissure initiale existantes égale 12 mm. Comme on peut le voir, la première étape d'essais à la pression nominale Pa aux cycles 0,65 15 000 fissure la croissance n'a pas été observée dans la pratique. Après avoir effectué une incision dans une cellule de puissance et une certaine augmentation de la pression interne du taux de croissance des fissures ont commencé à augmenter, ne pas atteindre, mais la valeur dangereuse. Lorsque la destruction des cycles 46 000 a eu lieu du cadre central, puis les deux cadres de destruction, ce qui entraîne une augmentation spectaculaire de la vitesse du développement des fissures et la destruction d'autres éléments de puissance. La destruction complète des fissures du panneau est produit lorsque la longueur 1157 mm et à une pression supérieure à un temps de 1,53 de pression nominale dans le cockpit.

Des tests similaires menés sur d'autres panneaux avec un ensemble d'éléments de sécurité, ont montré la capacité de créer des designs de l'augmentation de la vitalité et du principe de "sécurité" des dommages à la structure assurant le suivi de son état à la MOT.

Cependant, la rupture par fatigue le plus dangereux des éléments de structure de fuselage. Par exemple, des fissures dans la peau du fuselage de l'avion "Comet", sont apparus près les découpes pour les fenêtres, ont provoqué les deux accidents de ce type d'appareil.

La principale raison de re-fissuration charge de la peau du fuselage des avions de cockpit pressurisé "Comet" et des défauts de conception. Comme on le sait, la peau de l'aéronef subit répété charge traction-compression. Ils ont conduit au développement de fissures dans la concentration des contraintes. Après avoir effectué les achèvements de crack placage de ce type ne sont pas observées.

La conception permet d'augmenter la capacité de survie de certaines dimensions des dommages qui doivent répondre aux exigences réglementaires plus généraux. Par exemple, la société "Douglas" estime que la résistance résiduelle de la structure de l'aéronef de passagers doit être fournie à la fracture longueur de l'aile 400 mm perturbé de limon de milieu et dans le fuselage pour fissure longitudinale longueur 1000 mm perturbé bouchon de titane milieu ou transversale sévir jusqu'à 400 mm détruit le longeron milieu.

La société "Lockheed" détermine le préjudice possible à la suite du fuselage: une fissure dans la peau peut être 300 longues mm détruits dans le milieu des cadres ou limon; fissure longitudinale dans la peau - jusqu'à 500 mm; fissurer, allant de l'angle d'une découpe à 300 mm avec la destruction du cadre ou de limon.

Les exigences de l'OACI a précisé qu'un niveau minimum de résistance résiduelle des structures endommagées doit correspondre à la charge maximale d'exploitation de 66,6% estimée pour le calcul des affaires les plus importantes de chargement.

GOST 27.002 83 définit la durabilité comme une propriété de l'objet de continuer à fonctionner jusqu'à un certain statut dans le système installé AMO. La condition de limite peut être causée par: violation fatale des exigences de sécurité en raison de la violation de la résistance de la structure; les unités de soins inévitables pour les paramètres de tolérance; réduction inévitable de l'efficacité; la nécessité d'effectuer des réparations majeures conformément à la documentation technique et réglementaire actuel.

résistance au plan 2

La fiabilité, la durabilité pose lors de la conception du soleil, est prévu à la fabrication et maintenue pendant le fonctionnement. Pour une durabilité AT est déterminée par les conditions de sécurité des vols et la faisabilité de son utilisation ultérieure basée sur l'efficacité comparative et le remplacement possible des modèles plus sophistiqués. Lors de la conception des produits considérer à des charges possibles pendant le fonctionnement, les modes de fonctionnement; matière appropriée est sélectionnée pour les articles, les méthodes de traitement. Pour les éléments de travail dans les conditions de matériaux de friction sont sélectionnés, les plus usure dans des conditions de fonctionnement prévues, etc.. D.

Tout cela permet aux concepteurs de créer non seulement un design fonctionnel, mais aussi pour effectuer les calculs pertinents peut assurer les normes requises de l'équipement de durabilité conçu.

Durabilité comme une propriété de la structure dépend de nombreux facteurs, qui peuvent être divisés en force, opérationnel et organisationnel.

fissures dans le fuselage

Force comprennent la conception, la fabrication, le traitement, la charge et les facteurs de température. Parmi eux se trouvent les concentrations de contraintes dans les éléments de construction et des contraintes résiduelles résultant de la technologie imparfaite et en raison de la déformation plastique dans l'assemblage de pièces et les réparations; propriétés des matériaux et leur évolution au cours de l'opération, y compris une résistance statique initiale; limite de fatigue; le facteur d'intensité de contrainte pour le type de séparation et la destruction du décalage.

Les experts estiment que l'utilisation de réalisations modernes de la science, de l'ingénierie et de la technologie, nous pouvons assurer la longévité de la structure des principales parties de l'aéronef à 40 • 103 l. h. Sans fissuration avions peut cogner 30 103 x x l. h. Si nous supposons que la durée de vie rentable (ou la durée de fonctionnement) est 60 • 103 l. h, il est possible de fournir une garantie de près de la moitié de cette période, le soleil et l'autre moitié sera exploité avec des pièces et des assemblages de tolérance aux dommages et leur remplacement pendant la réparation.

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