эксплуатационная живучесть

эксплуатацио́нная живу́честь авиационных конструкций — свойство конструкций летательных аппаратов обеспечивать безопасность эксплуатации по условиям прочности при частичном или полном разрушении силовых элементов из-за усталостных, коррозионных, случайных повреждений при эксплуатации либо повреждений в процессе производства и ремонта. Конструкция, обладающая Э. ж., называется безопасно-повреждающейся конструкцией (БПК). Любые повреждения таких конструкций должны обнаруживаться при очередных регламентированных осмотрах раньше, чем достигнут критических размеров, снижающих остаточную статическую прочность и жёсткость ниже безопасного уровня. Ресурс парка БПК ограничивается условиями практического равенства нулю вероятности катастрофического разрушения хотя бы одного летательного аппарата в пределах установленного ресурса с учётом обнаружения возможных дефектов при регламентированных осмотрах с помощью дефектоскопического контроля. Ресурс парка БПК может также ограничиваться по соображениям экономической целесообразности проведения ремонтов в течение срока эксплуатации или появления одновременных (многоочаговых) усталостных повреждений (см. Усталость) на одном и том же летательном аппарате. При этом парк летательных аппаратов эксплуатируется до наработки, при которой появляются осматриваемые усталостные трещины на относительно небольшом числе летательных аппаратов. Это обеспечивается назначением понижающего коэффициента надёжности — в 1,5—2 раза меньше тех, которые назначаются при выборе безопасного ресурса конструкции, не обладающей свойствами Э. ж. Основные особенности БПК: возможность периодических осмотров (визуальных или приборных) силовых элементов конструкции в процессе эксплуатации; длительность роста усталостных повреждений; остаточная прочность и жёсткость при расчётных повреждениях. Нормативными требованиями устанавливается минимально допустимая остаточная прочность P_д, которой соответствует максимально допустимый размер трещины L_д; определяются минимально обнаруживаемые размеры трещин L_н, периодичность осмотров конструкции T₀, равная длительности роста трещин ∆T от L_н до L_д, делённой на η_υ — коэффициент надёжности, который учитывает рассеяние скоростей роста трещин в конструкционном материале, рассеяние действующих нагрузок, влияние внешней коррозионной среды и тому подобные факторы. Важнейшее условие обеспечения Э. ж. — возможность обнаружения трещин. Для удовлетворения этого критерия на этапе проектирования конструкции обеспечивается её доступность для осмотров. При эксплуатации, наряду с визуальными методами осмотров, широко применяются различные методы дефектоскопии (наиболее часто — методы вихревых токов, рентгеновский, ультразвуковой, акустической эмиссии). Требуемые характеристики Э. ж. проектируемых летательных аппаратов получают в результате выбора соответствующей схемы передачи нагрузки в конструкции; применения материалов с высокими характеристиками; выбора уровней напряжений, которые обеспечивают медленный рост трещин в сочетании с высокой остаточной прочностью; мер, ограничивающих вероятность многоочаговых трещин; компоновки конструктивных элементов, обеспечивающей достаточно высокую вероятность того, что разрушение в любом критическом элементе будет обнаружено раньше, чем его прочность снизится ниже уровня, предусмотренного нормативными требованиями.

Для доказательства Э. ж. летательного аппарата, уточнения периодичности и определения трудоёмкости осмотров конструкции при эксплуатации, а также для выбора методов и средств дефектоскопии проводятся так называемые зачётные лабораторные испытания на живучесть наиболее критических зон конструкции. Эти зоны выбираются на основании анализа напряжённого состояния, результатов испытаний на усталость, а также на основании опыта эксплуатации подобных конструкций. В процессе эксплуатации накапливается статистический материал о местах возникновения и размерах обнаруженных трещин. Анализ данных позволяет уточнить регламенты осмотров летательных аппаратов.

Впервые нормативные требования к БПК гражданских самолётов были сформулированы в Нормах лётной годности (НЛГ) США в 1956. Они основывались на том, что катастрофическое разрушение или чрезмерные деформации конструкции, которые могут неблагоприятно повлиять на лётные характеристики самолёта, не должны произойти после усталостного разрушения одного из основных конструктивных элементов. В дальнейшем были сформулированы требования к Э. ж. гражданских самолётов в НЛГ Великобритании (1959), СССР (1976), приняты ИКАО (1974) и рядом стран. С введением принципа Э. ж. летательных аппаратов в Нормы прочности были начаты экспериментальные и расчётные исследования Э. ж. авиационных конструкций. С конца 50-х гг. проводятся эксперименты по определению остаточной прочности конструкций крыльев и герметичных фюзеляжей с различными повреждениями; определяется прочность на разрыв плоских неподкреплённых листов с трещинами; разрабатываются принципы проектирования БПК на основе применения конструкций с несколькими способами передачи усилий и с естественными ограничителями роста трещин. В случаях необходимости предусматриваются также дополнительные ограничители роста трещин, например кольцевые стопперы трещин, устанавливаемые под шпангоутами или между шпангоутами фюзеляжа. В 70-е гг. в расчётах Э. ж. начинают применять концепции линейной механики разрушения, вводят коэффициент интенсивности напряжений (например, при расчёте подкреплённых панелей со сквозными трещинами, массивных элементов с поверхностными и угловыми трещинами), для определения которого используют аналитические, численные методы и методы конечных элементов. Расчёты длительности роста трещин и остаточной прочности выполняются на основе экспериментально определяемых характеристик скоростей роста трещин и вязкости разрушения конструкционного материала. Для оценки интенсивности появления трещин и скорости их роста на эксплуатируемых конструкциях разрабатываются также статистические методы расчётов скорости роста трещин по данным осмотров самолётных конструкций в процессе эксплуатации. В 80-е гг. проводилось обобщение данных по разрушению конструкций летательных аппаратов при натуральных испытаниях и эксплуатации, что позволяло уточнить требования к Э. ж. летательных аппаратов. Наряду с этим разрабатываются требования по обеспечению Э. ж. летательного аппарата в условиях многоочаговых повреждений, способных привести к общему разрушению конструкции. Программы осмотров летательного аппарата в процессе эксплуатации разрабатываются с учётом требований к скоростям роста трещин в конструкциях. С этой целью производятся экспериментальные исследования закономерностей роста трещин. Определяется влияние различных факторов на скорость роста трещин в конструкционных материалах (влияние чистоты и технологии производства материалов, внешней коррозионной среды и т. д.). Разрабатываются методы расчёта скоростей роста трещин при случайных переменных нагрузках. Создаются нелинейные модели интегрирования скоростей роста трещин, учитывающие эффекты взаимодействия нагрузок различной амплитуды. Для проведения расчётов скорости роста трещин на стадии предварительного проектирования летательного аппарата разрабатываются стандартизованные программы нестационарного нагружения авиационных конструкций. С использованием этих программ ведётся экспериментальное изучение влияния изменений спектра нагрузок на скорость роста трещин в различных конструкционных материалах. Разрабатываются требования к скоростям роста трещин и вязкости разрушения конструкционных материалов, применяемых в авиастроении. Продолжают совершенствоваться методы зачётных испытаний, в частности, испытания на Э. ж. натурных конструкций в лабораторных условиях. Разрабатываются специальные программы осмотров при эксплуатации самолётов всех типов.

Г. И. Нестеренко.