Показатели долговечности двигателей (по состоянию на 1.01.2001г.)

Тип АД	Назначенный ресурс	Ресурс до 1-го ремонта	Межремонтный ресурс
Д-30 КУ-154	15000 ч. 7000 цикл.	5600 ч. 2310 цикл.	5000 ч. 2310 цикл.
НК-86А	11500 ч. 5750 цикл.	4500 ч. 2250 цикл.	4500 ч. 2250 цикл.
НК-8-2У 2-серия	15000 ч. 7500 цикл.	8000 ч. 4000 цикл.	6000 ч. 3000 цикл.
Д-36 1-серия	15000 ч. 9230 цикл.	6000 ч. 3700 цикл.	6000 ч. 3700 цикл.

Долговечность конструкции объекта обеспечивается при проектировании и производстве. На этих этапах выполняются большие объемы расчетов и испытаний.

В расчетных методах исходят из предположения, что долговечность ограничивается усталостными свойствами конструкции, следовательно, речь идет о прочностном ресурсе конструкции. Можно выделить два расчетных метода: суммирования повреждений и касания. Остановимся на первом из методов.

Метод суммирования повреждений широко используется при расчете прочностного ресурса ЛА. При использовании этого и других расчетных методов в условиях эксплуатации ЛА выделяют время активного и пассивного нагружения. В расчете используются лишь время активного нагружения. Активное время нагружения включает цикл: взлет – полет – посадка, руление по аэродрому и буксировку. Время стоянки на ВПП относят к пассивному нагружению, и долей, которую оно вносит в активное нагружение, обычно пренебрегают. Таким образом, прочностной ресурс представляет собой суммарное время активного нагружения. Метод суммирования повреждений основывается на гипотезе, в основе которой лежит предположение, что усталостное повреждение является линейной функцией числа циклов нагружения.

За один цикл нагружения принимается типовой полет. Нагрузки типового полета многократно повторяются.

Схема суммирования повреждений представлена на рис.3.4

Рис.3.4. Схема суммирования повреждений:

1 – линейный закон накопления усталостных повреждений; 2- фактическое накопление усталостных повреждений

Вероятность разрушения Q(t) в общем случае составляет

Q(t)= ,

где n_i – число действующих циклов нагружения определенной амплитуды;

Ni – число циклов нагружения той же амплитуды, необходимое для разрушения; k- число уровней циклов, различных по амплитуде.

В соответствии с гипотезой о независимости усталостных повреждений и линейном их суммировании разрушение конструкции произойдет тогда, когда сумма повреждений от всех видов нагрузок будет равна единице Q(t)=1. Это есть условие разрушения.

Ломанная линия ОК на рис.3.4 означает задаваемый при расчетах закон накопления повреждений. Фактический процесс накопления усталостных повреждений в конструкции изображен на рисунке линией 0_абс.

Из приведенных зависимостей следует, что вероятность неразрушения Р(t) = 0.5, задаваемая по закону накопления повреждений ОК, может соответствовать истинной вероятности неразрушения по закону 0_абс значительно более высокой, например, порядка 0.9999. Однако, учитывая сложность авиационных конструкций, а также условия их нагружения в процессе эксплуатации, полученная таким образом вероятность неразрушения (0.999) является еще не вполне достаточной для исключения случаев появления трещин в элементах конструкции. Возникает необходимость проведения периодических осмотров конструкции планера с целью выявления появляющихся в эксплуатации повреждений.

Для подтверждения показателей долговечности конструкция ЛА и его компонентов проверяется при проведении испытаний: а)статических и б) испытаний на ресурс.

Задачи статических испытаний:

• проверка методов расчета,

• выявление истинной прочности,

• определение поля напряжений конструкции,

• проверка равномерности распределения напряжений,

• определение запасов прочности.

Испытания на ресурс включают:

• испытания на усталость при высокочастотных нагрузках (от нескольких десятков герц и выше);

• испытания на повторно-статическое нагружение при низкочастотных нагрузках (от нескольких циклов до нескольких десятков циклов в минуту).

Испытания проводятся для выяснения характеристик выносливости испытуемых компонентов при различных уровнях нагружений. С целью получения достоверных данных испытаниям подвергаются несколько компонентов новых и с разной наработкой в эксплуатации (рис.3.5). Программа испытаний воспроизводит спектр нагружения во времени. Нагружение осуществляется с помощью гидродомкратов, управляемых ЭВМ.

По результатам испытаний определяется ресурс Т_рес= ,

где n_э- коэффициент надежности.

Рис.3.5. Схема определения наработки до разрушения t_разр:

х – экспериментальные точки для компонентов ЛА с разной наработкой в эксплуатации t₁,t₂,t₃..t_n;

N₁,N₂,..N_n – число циклов до разрушения.

Трудности экспериментального метода заключаются в том, что испытание целого ЛА или крупногабаритных его компонентов весьма трудоемки и дороги. Это вынуждает ограничиваться малым числом испытуемых объектов. К тому же условия нагружения элементов конструкции ЛА в полете характеризуются большим разнообразием и случайной повторяемостью нагрузок, которые практически невозможно производить в лабораторных условиях. Это на практике приводит к тому, что некоторые элементы и узлы, показавшие вполне удовлетворительную выносливость при испытаниях, оказываются недостаточно выносливыми в реальных условиях работы в полете. На основе экспериментальных методов можно определить прочностной ресурс, выявить слабые места конструкции и характер возможного разрушения, а также оценить скорость развития трещин в элементах.

С появлением аналитических методов расчета времени развития трещины от заметной величины до предельной длины стала возможной реальная оценка периода налета между осмотрами. Также становится возможным при заданном интервале между осмотрами установить максимальную длину трещины при каждом осмотре.