прочность

про́чность авиационных конструкций — свойство конструкций летательного аппарата сохранять целостность (не разрушаться) во всех допускаемых условиях эксплуатации в течение заданного ресурса, обеспечивая необходимый уровень безопасности при удовлетворении требований надёжности и эксплуатационной технологичности (см. также Разрушение конструкции).

Методы обеспечения и исследования П. составляют прикладную науку с таким же названием, в которой сложились следующие разделы: Нормы прочности, статическая прочность, сопротивление усталости, эксплуатационная живучесть, аэроупругость. Проектирование рациональной по условиям П. конструкции представляет комплексную проблему, при решении которой одновременно учитываются требования по статической прочности, сопротивлению усталости и живучести, по обеспечению безопасности летательного аппарата от флаттера, шимми, дивергенции и реверса органов управления. Эти требования удовлетворяются в рамках определенных весовых лимитов, обеспечивающих необходимую эффективность летательного аппарата.

Требования к статической прочности конструкции определяются по Нормам прочности в соответствии с назначением летательного аппарата и экстремальными условиями его эксплуатации. Статическая прочность обеспечивается проектированием на расчётные нагрузки. При этом несущая способность конструкции летательного аппарата оценивается по разрушающим напряжениям, определяемым как расчётным, так и экспериментальным путём в ходе испытаний конструктивных образцов и панелей из принятого конструкционного материала. Проверка статической П. конструкции производится при статических испытаниях натурной конструкции. В Нормах прочности регламентируется также остаточная П. конструкции при наличии частичных повреждений (например, трещин). В каждом конкретном случае статическая П. определяется на основе анализа, проводимого с учётом сохранения уровня безопасности авиационной конструкции за период между осмотрами не ниже уровня за время эксплуатации неповрежденной конструкции.

Требования к сопротивлению усталости также определяются Нормами прочности и направлены на обеспечение безопасности основной силовой конструкции в течение заданного ресурса при действии всей совокупности переменных нагрузок на всех режимах и этапах эксплуатации летательного аппарата (за весь срок службы). Суммарная повторяемость переменных нагрузок выявляется расчётом для всех возможных вариантов использования летательного аппарата и подтверждается измерениями при лётных испытаниях и эксплуатации, а также сбором статистических материалов по индивидуальной нагруженности летательного аппарата в эксплуатации.

Усталостная долговечность так называемых регулярных зон конструкции при проектировании рассчитывается с учётом кривых усталости для данного конструкционного материала с типовым концентратором напряжений, необходимого коэффициента надёжности и результатов экспериментальной проверки всех основных конструктивно-технологических решений. К моменту сертификации летательного аппарата производится проверка, а в необходимых случаях — доводка конструкции на основе лабораторных ресурсных испытаний натурной конструкции.

Для сохранения П. летательного аппарата при появлении повреждений в эксплуатации (трещин, коррозии и т. п.) Нормы прочности предусматривают требования обеспечения эксплуатационной живучести авиационных конструкций. Эти требования определяют допустимые значения скорости развития трещин в конструкции и её остаточной П., что наряду с регламентируемыми регулярными осмотрами конструкции в эксплуатации обеспечивает требуемую надёжность. На стадии проектирования расчётная оценка эксплуатационной живучести производится на основе экспериментальных данных по трещиностойкости материалов (см. Механика разрушения) с последующей проверкой при ресурсных испытаниях натурной конструкции.

Способность авиационной конструкции противостоять опасным явлениям аэроупругости на стадии проектирования обеспечивается расчётом динамической устойчивости упругой конструкции в потоке воздуха и при движении по земле методами, при которых определяются критические скорости флаттера, дивергенции, реверса элеронов и шимми. Для определения критических скоростей производятся испытания динамически-подобных моделей в аэродинамических трубах, а также испытания шасси на копре с подвижной опорой.

К вопросам П. летательного аппарата относится широкий круг задач, которые формировались в тесной связи с развитием авиационной техники. В начальный период развития авиации, вплоть до 1920-х гг., максимальные скорости летательных аппаратов не превышали 100—200 км/ч и удельная нагрузка на крыло составляла около 500 Н/м². Основным конструкционным материалом в этот период было дерево, а наиболее распространённым типом самолётов были бипланы. Типичной силовой схемой являлась пространственная ферма, образованная плоскостями крыльев, стойками и тросовыми расчалками. В большинстве случаев конструкция крыла была двухлонжеронной с мягкой обшивкой. В этот период исследования, связанные с П. авиационных конструкций, в нашей стране проводились в организованном Н. Е. Жуковским Расчётно-испытательном бюро при Московском высшем техническом училище, а с 1 декабря 1918 — в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством А. Н. Туполева, А. А. Архангельского, В. П. Ветчинкина и других советских учёных и конструкторов. Ферменная конструкция летательного аппарата позволяла широко использовать методы строительной механики. Однако некоторые особенности авиационных конструкций вызвали необходимость решения ряда дополнительных задач, которые не могли быть ранее решены методами классической строительной механики. К таким вопросам относятся: расчёт на П. сжато-изогнутых балок; исследование влияния предварительной затяжки тросов на напряжённое состояние фермы и др. Уже тогда была начата разработка отечественных Норм прочности самолётов. В этот же период проводятся первые статические испытания авиационных конструкций на П. В 20-е гг. в конструкциях самолётов начинают использовать металлические детали. Максимальная скорость самолётов достигает 200—300 км/ч, а удельная нагрузка на крыло — до 1000 Н/м². Типичной конструкцией самолёта становится моноплан с относительно толстым профилем крыла. Крыло такого самолёта имело лонжероны-фермы с мощными поясами и гофрированную обшивку, не участвующую в восприятии нормальных напряжений при изгибе. Под руководством Ветчинкина и В. Л. Александрова заканчивается создание первых отечественных Норм прочности самолётов.

В 30-е гг. в результате радикального совершенствования аэродинамических свойств авиационных конструкций и применения более мощных двигателей максимальная скорость самолётов достигла 500—600 км/ч, удельная нагрузка на крыло увеличилась до 2000 Н/м². Типичной конструкцией становится свободнонесущий моноплан с гладкой обшивкой и убирающимся шасси. Рост скорости самолётов и изменения их конструктивной компоновки потребовали принципиально новых решений вопросов П. Так, использование гладкой обшивки, работающей совместно с конструкцией на изгиб, привело к созданию моноблочных конструкций. Основными силовыми элементами самолёта становятся панели, состоящие из стрингерного набора и обшивки. Новый тип силовой авиационной конструкции потребовал разработки теории тонкостенных конструкций, составившей раздел прикладной теории упругости и строительной механики. Дальнейший рост скоростей выдвинул проблему динамической и статической устойчивости элементов конструкции упругого самолёта. Было установлено, что при достижении некоторой скорости самолёта, называемой критической, при определенных условиях наступает нарушение устойчивого равновесия сил, сопровождающееся возникновением интенсивных колебаний с возрастающей амплитудой, приводящих, как правило, к разрушению конструкции. Это явление получило название флаттера. На базе решения проблемы флаттера и других задач устойчивости были заложены основы аэроупругости, составляющей особый раздел прикладной механики. Существенный вклад в изучение этих проблем внесли советские учёные М. В. Келдыш, Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, Л. С. Попов и др. В этот период Нормы прочности из свода некоторых Правил с количественными опытными данными превратились в инженерную дисциплину.

В начале 40-х гг., когда основное внимание было уделено обеспечению П. серийных военных самолётов, решался целый ряд частных задач П., в том числе связанных с применением смешанных конструкций, состоящих из металлического силового каркаса и фанерной обшивки. После окончания Великой Отечественной войны с внедрением турбореактивных двигателей произошёл новый качественный скачок в развитии авиационной науки. Скорость самолётов достигает 1000 км/ч, а удельная нагрузка на крыло — 2500—4500 Н/м². Появляются стреловидные крылья, что привело к ряду изменений и в силовой конструкции. Малые толщины несущих поверхностей и миделей фюзеляжа вызвали необходимость внедрения в силовую конструкцию панелей с толстой обшивкой. Основное внимание уделялось учёту влияния сжимаемости воздуха, что нашло отражение в Нормах прочности самолётов и в решении вопросов аэроупругости, а также в разработке методов расчёта на П. стреловидных крыльев (работы под руководством А. И. Макаревского, Т. А. Француза). Исследования роли воздействия нерегулярных последовательностей статических нагрузок на долговечность конструкции и (на основании этих исследований) изучение проблемы усталости летательного аппарата проводились под руководством Н. И. Марина, И. В. Ананьева и других учёных.

Для 50-х гг. характерны исключительно высокие темпы развития авиационной техники. Достигнуты сверхзвуковые скорости полёта, приближающиеся к 3000 км/ч, удельная нагрузка на крыло возросла до 3500—6000 Н/м². Наряду со стреловидными крыльями нашли применение крылья малого удлинения. Дальнейшее уменьшение относительной толщины несущих поверхностей привело к внедрению в силовую конструкцию панелей из слоистых материалов. Создание реактивных гражданских самолётов, а также применение вертолётов расширили границы проблемы усталости как одной из важнейших задач П. В эти годы исключительно быстрыми темпами развивается ракетная техника, выдвинувшая специфические требования к решению многих вопросов П.

В 60—70-е гг. создаются самолёты с длительным режимом полёта на сверхзвуковых скоростях, что приводит к существенному аэродинамическому нагреванию конструкции. Особую важность приобрели вопросы П. и жёсткости авиационных конструкций, эксплуатируемых при высоких температурах. Потребовалось решение задач, связанных с определением температурных полей в конструкции и с решением проблем тепловой прочности, упругости и ползучести материалов при высокой температуре, создание методик теплопрочностных испытаний, внедрение в авиационную конструкцию новых материалов (исследования А. А. Белоуса, В. Ф. Кутьинова и др.).

В 80-е гг. всё более актуальной становится проблема повышения эффективности транспортных и пассажирских самолётов. Возникает потребность в существенном увеличении ресурса авиационной конструкции. Для обеспечения высоких ресурсов и необходимой безопасности полётов при наличии допускаемых трещин (частичных повреждений) в конструкции устанавливаются условия эксплуатационной живучести летательного аппарата (исследования А. Ф. Мелихова, А. З. Воробьёва и др.).

Для всех разделов П. характерно использование теоретико-расчётных методов с применением современных ЭВМ в сочетании с анализом результатов экспериментов, полученных в лабораторных условиях и в ходе летных испытаний летательного аппарата. Такой подход дает достаточно точные результаты при определении характеристик П. авиационной конструкции в короткие сроки. Обеспечение П. летательного аппарата при минимальной массе конструкции достигается благодаря использованию большого объема расчетов, исследований и испытаний авиационных конструкций с последующей доводкой их П. в случае необходимости. Кроме того, устанавливается тщательный контроль технологии изготовления летательного аппарата и условий эксплуатации. Совокупность всех мероприятий по обеспечению П. летательного аппарата представляет собой развитую систему, действующую на протяжении всего времени создания и существования конструкций летательных аппаратов.

Наряду с Центральным аэрогидродинамическим институтом большой вклад в развитие науки о П. летательного аппарата внесли также коллективы, возглавляемые В. Г. Суверневым, И. Ф. Образцовым, Э. И. Григолюком, Р. В. Сакачом, Ю. Г. Одиноковым и др. Из зарубежных учёных наиболее известны в области исследования внешних нагрузок на летательный аппарат и регламентирования расчетных условий Дж. Тейлор, X. Пресс (США), Х. Кюснер, А. Тайсман (Германия) и др.; в области статической прочности — Б. Гейтвуд (США), С. Батлер (Великобритания), Д. Аржирис (Германия), С. П. Тимошенко и др.; в области усталостной прочности — А. Пальмгрен (Германия), М. Майнер, У. Вейбулл (США), Б. О. Лундберг (Швеция) и др.; в области аэроупругости — Т. Теодорсен, М. Ц. Фын (США), X. Райснер (Германия), А. Коллар (Великобритания) и др.

Дальнейшие исследования в области П. авиационных конструкций связаны с перспективами развития летательных аппаратов. Одной из важнейших задач является разработка методов определения прочностных характеристик с помощью системы автоматизированного проектирования, создание универсальных высокоэффективных расчётно-экспериментальных комплексов. Обеспечение П. перспективных тяжёлых и сверхтяжёлых самолётов требует учёта ряда специфических факторов. К ним относятся малая частота собственно короткопериодических колебаний, которая может явиться причиной возникновения «переуправления» летательного аппарата и, следовательно, больших внешних нагрузок; малые частоты упругих колебаний конструкции, приводящие к усилению динамических нагрузок и их повторяемости в полёте. Разработка сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов связана с обеспечением П. при высоких температурах. Необходимы более совершенные методы нормирования расчётных условий П. и применение методов расчёта авиационных конструкций с учётом нелинейной зависимости напряжений от деформаций. Обеспечение П. таких конструкций тесно связано с решением задач теплоизоляции, теплоотвода или использования горячей конструкции летательного аппарата, а также с учётом влияния на П. акустических нагрузок. Создание высокоманёвренных самолётов требует разработки высокоэффективных систем автоматического управления. При большом разнообразии используемых систем автоматического управления невозможна однозначная оценка их влияния на манёвренные нагрузки. Для оценки П. конструкции проводится расчётно-экспериментальный анализ характеристик летательного аппарата с использованием ЭВМ и пилотажных стендов. Широкие возможности обеспечения П. летательных аппаратов нового поколения открывают новые конструкционные материалы, среди которых важное место занимают различные композиционные материалы, позволяющие значительно снизить массу конструкции и улучшить прочностные характеристики летательного аппарата, и традиционные конструкционные металлические материалы с повышенной прочностью, а также внедрение активных систем управления, позволяющих существенно снизить нагрузки, действующие на конструкцию летательного аппарата в полёте.

Литература:
Одиноков Ю. Г., Расчет самолёта на прочность, М., 1973;
Михеев Р. А., Расчет вертолётов на прочность, ч. 1—3, М., 1973—74;
Прочность самолёта. Методы нормирования расчетных условий прочности самолёта, под ред. А. И. Макаревского, М., 1975;
Исследования по прочности авиационных конструкций, в кн.: ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1918—1968 гг., М., 1976;
Гиммельфарб А. Л., Основы конструирования в самолётостроении, 2 изд., М., 1980;
Макаревский А. И., Чижов В. М., Основы прочности и аэроупругости летательных аппаратов, М., 1982.

А. Ф. Селихов.