усталость

Рис. 1. Кривые усталости.

уста́лость авиационных конструкций — постепенное накопление повреждений в элементах конструкций летательного аппарата под действием переменных (повторяющихся) напряжений, приводящее к образованию и развитию в них трещин и к последующему разрушению конструкций. Для У. авиационных конструкций характерны те же закономерности, что и для конструкций других машин: локальность повреждения (особенно при наличии концентраций напряжений); постепенность развития процесса в нескольких различных стадиях (например, образование микро-, а затем макротрещины, рост трещин); преобладающая роль напряжений растяжения и размаха (амплитуды). Типичные условия, определяющие развитие У. в авиационной конструкции: высокая напряжённость элементов конструкции при нормальной эксплуатации; большое число потенциально опасных в отношении У. мест в различных элементах (болтовых и заклёпочных отверстиях, в местах перехода от одной толщины к другой, вырезах, подсечках и т. п.); широкий диапазон циклических нагрузок (различных по знаку, амплитуде, частоте и т. п.), действующих одновременно, в регулярной или случайной последовательности. Такие условия не позволяют без чрезмерного увеличения массы авиационных конструкций обеспечить их беспредельную долговечность; она всегда ограничена, но в необходимое число раз превышает требуемый ресурс.

При проектировании авиационных конструкций и исследований У. их элементов практический интерес представляет связь условий нагруженности конструкций с долговечностью (в частности, кривые в координатах σ — N, где σ — напряжение, N — число циклов или полётов) и только в редких случаях — пределы выносливости (рис. 1). Сопротивление У. авиационной конструкции зависит от химического состава и структурного состояния материалов и формы деталей (элементов) конструкции; от технологии изготовления элементов, влияющей на уровень наведённых внутренних напряжений; от состояния поверхности, размеров зазоров, натягов, и т. п.; от напряжённого состояния элементов конструкции; от характера циклического нагружения, который определяется условиями работы конструкции при эксплуатации и её компоновкой (в частности, асимметрией и частотой циклических нагрузок, одновременностью и чередованием их действия). Кроме того, в связи с многоэлементностью авиационных конструкций их сопротивление У. зависит от технологии сборки и характеризуется рассеянием долговечности отдельных элементов, а также сложностью законов развития трещин в составных конструкциях. На основе изучения этих вопросов разрабатываются методики натурных ресурсных испытаний авиационных конструкций, а также методы расчёта их долговечности. Для этого используются следующие результаты исследований: рассеяния полученных при испытании характеристик; влияния на долговечность напряжённого состояния; закономерностей накопления усталостных повреждений при различных последовательностях циклического нагружения. Последняя задача обусловлена сложным характером (нестационарностью) циклического нагружения, представляющего собой сочетание регулярных нагрузок (так называемых нагрузок функционирования), направление которых известно, а их уровень подвержен случайным колебаниям от полёта к полёту, и собственно случайных нагрузок, являющихся результатом воздействия неспокойного воздуха или неровностей поверхности аэродрома либо случайной последовательности манёвренных нагрузок. Трудность решения задачи о накоплении усталостного повреждения объясняется невозможностью (до образования трещины) измерить исчерпание долговечности какими-либо физическими методами и сложностью влияния на сопротивление У. разных циклических напряжений. Обычно долговечность конструкции оценивается числом полётов (при испытаниях также числом циклов или блоков циклов) до образования таких трещин, которые могут быть обнаружены современными методами дефектоскопии.

Для оценки роста усталостной трещины служит мера трещины (длина трещины или площадь её поверхности). При исследования этой стадии У. используют также информацию, полученную при анализе поверхности излома (рис. 2), на которой отражаются в виде характерных структурных признаков особенности развития разрушения.

На У. авиационных конструкций оказывает влияние и внешняя среда, в том числе такие факторы, как температура (особенно высокие температуры при длительных полётах со сверхзвуковой скоростью) и коррозионная активность воздушной среды. Наиболее значительно на росте трещин сказывается влажность воздуха, так как в этом случае коррозионному воздействию влаги подвергается поверхность металла, не имеющая какого-либо защитного покрытия.

Основой предупреждения усталостных разрушений авиационных конструкций является комплекс мер, включающих выбор материала, тщательную проработку всех деталей конструкции, выбор рациональной технологии и обеспечение надёжности конструкции. Эти меры опираются на точный расчёт долговечности и результаты испытаний авиационных конструкций на У. Для повышения сопротивления У. особенно эффективны использование сплавов высокой чистоты, оптимизация их структуры, применение длинномерных полуфабрикатов, совершенствование методов и технологии сварки. Подетальный расчёт долговечности конструкции летательного аппарата обеспечивается автоматизацией расчётов, унификаций и стандартизацией типовых деталей. Требуемые показатели качества поверхности, уровней внутренних напряжений и натягов, пределы неблагоприятных монтажных и термических напряжений гарантируются технологией изготовления деталей и их сборки. Из-за многообразия факторов, определяющих У. авиационных конструкций, основой для оценки конструктивно-технологических мер предупреждения У. и проверки расчётных методов является эксперимент, включающий испытания образцов материала, фрагментов конструкций, а также натурных экземпляров летательных аппаратов. В лабораторных условиях применение ЭВМ и следящего электрогидравлического привода позволяет достаточно полно воспроизводить реальное нагружение авиационных конструкций, распределение нагрузок и последовательность их действия. Используемая в натурных испытаниях полётная схема программы нагружения в зависимости от задач эксперимента и условий эксплуатации исследуемой конструкции включает различные последовательности полётов летательных аппаратов различных типов, а также близкое к реальному сложное чередование нагрузок. Такая же схема, но с более подробным воспроизведением всего спектра нагрузок и условий их чередования, служит основой для испытаний элементов конструкций на всех стадиях: при отработке конструкции, разработке технологии, апробации новых методик расчёта. Для типовых элементов конструкции летательных аппаратов разработаны стандартизованные программы квазислучайного нагружения.

Первые исследования У. авиационных конструкций проводились ещё в 20-е гг. Начиная с 30-х гг. ведутся систематические работы по изучению У. элементов и агрегатов летательных аппаратов, связанных с силовой установкой (источником механической вибрации). В 40—60-е гг. было развёрнуто изучение У. основной силовой конструкции летательных аппаратов. В этих исследованиях основная роль принадлежит советский учёному Н. И. Марину и немецкому учёному Е. Гасснеру, которые показали, что не только вибрации, но и регулярно (в каждом полёте) действующие нагрузки функционирования и нагрузки при полёте в неспокойном воздухе могут вызвать усталостное разрушение конструкций составных частей самолёта (крыла, фюзеляжа и т. д.). Марин развил представление об У. авиационных конструкций при действии повторно-статических нагрузок (см. Повторяемость нагрузок), к которым относятся нагрузки функционирования и низкочастотные нагрузки от действия неспокойного воздуха и неровностей поверхности аэродрома. Эти представления использованы при создании методики натурных повторно-статических испытаний авиационных конструкций, которые стали обязательными в СССР с начала 50-х гг. Такие испытания за рубежом были введены в 1954 после катастроф английских пассажирских самолётов Де Хэвилленд «Комета», вызванных У. элементов фюзеляжа. Гасснер разработал методы преобразования всей совокупности циклических нагрузок в программу нагружения для усталостных испытаний и создал основные методики программных испытаний для натурных авиационных конструкций. Повторно-статические испытания легли в основу определения ресурса и доводки конструкции по условиям У. Однако практически проектирование силовой конструкции самолётов проводилось только по критериям статической прочности, и по результатам ресурсных испытаний осуществлялась доработка конструкции до требуемого ресурса. В 60—70-е гг. для прочностных расчётов стали использовать ЭВМ. В те же годы применение новых высокопрочных материалов в конструкции летательных аппаратов позволило улучшить весовую эффективность летательных аппаратов, то есть увеличить предел напряжённости конструкций. Вследствие этого обеспечение требуемого ресурса только доработкой конструкции оказалось невозможным. Начиная с 70-х гг. работы по обеспечению ресурса проводились не на стадии доводки готовой конструкции, а на стадии проектирования. В СССР разработана система обеспечения ресурса при проектировании, включающая расчёты ожидаемой повторяемости нагрузок, долговечности элементов конструкций, отработку натурных элементов (панелей, стыков и т. п.) по результатам испытаний (при повторно-статическом и акустическом нагружении, см. Акустическая усталость). Характерной чертой исследований У. авиационных конструкций является также разработка и внедрение при проектировании методов обеспечения безопасного повреждения конструкций. В этой связи ещё в 60—70-е гг. были развёрнуты исследования роста трещин и прочности повреждённых трещиной материалов в натурных конструкциях и в их элементах.

Литература:
Марин Н. И., Статическая выносливость элементов авиационных конструкций, М., 1968;
Хейвуд Р. Б., Проектирование с учетом усталости, пер. с англ., М., 1969;
Броек Д., Основы механики разрушения, пер. с англ., М., 1980;
Кишкина С. И., Сопротивление разрушению алюминиевых сплавов, М., 1981.

В. Г. Лейбов, А. З. Воробьёв, В. В. Сулименков.

Рис. 2а. Поверхность усталостного излома лонжерона крыла — микрокартина.

Рис. 2б. Поверхность усталостного излома лонжерона крыла — микрофотография.