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Aviones de la fuerza
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Aviones de la fuerza

Aviones de la fuerza

 

El principio de daños seguras. Seguridad de las aeronaves está directamente relacionado con la durabilidad.

El diseño se llama una operación segura, si se requiere una inspección mínima y reparaciones en unas funciones básicas satisfactorios. El rendimiento satisfactorio es probabilidad despreciable de fallo estructural de una aeronave civil o aceptablemente baja probabilidad de fracaso de aviones militares. La seguridad de los pasajeros y la tripulación de las aeronaves civiles es de suma importancia. Los métodos de análisis de estructuras, funcionamiento fiable, diseñado principalmente para aviones civiles.

Avión moderno es la estructura de tipo semi-monocasco que consiste en hojas de pared delgada, con el apoyo de vigas (granjas) y las bandas para evitar el pandeo. La piel exterior o en la pared forma un contorno aerodinámico de la unidad - el fuselaje, ala, estabilizador. Los refuerzos están unidos a la superficie interior de la piel y percibir cargas concentradas. Este diseño hace muchos años se desempeñó como el principal objeto de la investigación aerodinámica y distingue dispositivos de diseños de edificios convencionales.

La fuerza de la ala de avión

tiempo de vida requerido de aeronaves de la aviación civil se determina sobre la base de consideraciones económicas globales. Él es 10 años-15. Diseñador tratando principalmente para asegurar una larga vida útil de la aeronave sin agrietarse. Para esto se utiliza el método de cálculo desarrollado por el cual minimiza la concentración de esfuerzos y trata de mantener la tensión lo más baja posible, sobre la base de los requisitos para las características de vuelo. Para las piezas que son difíciles de reparar o reemplazar, el diseñador puede tratar de asegurardurabilidad deseada sin agrietarse, igual a la vida útil de la aeronave. Para muchos diseños es imposible. Además, hay un riesgo de daño a las estructuras que sirven de transporte, tropezando en la pista y en descomposición partes del motor o la hélice. El diseñador debe reducir al mínimo la pérdida de fuerza que resulta en la aparición de grietas o daños por fatiga durante el funcionamiento de la aeronave. Se resuelve este problema de la siguiente manera:

  • recoge el material y determinar las dimensiones de las piezas para asegurar la resistencia estructural adecuada en las grietas;

  • utiliza elementos de seguridad (seguimiento de cargas variables y el tráfico, lo que dificulta el desarrollo de grietas);

  • selecciona un material que tiene una baja tasa de grietas de fatiga.

Uno de los modernos medios de mejorar la fiabilidad de los diseños, mientras que el aumento de la reducción de recursos de materiales y mejorar la eficiencia económica - el diseño y la definición de la duración de la operación en el principio de daños seguras. Esto tiene en cuenta la presencia de elementos estructurales de los defectos metalúrgicos iniciales y tecnológicos y la formación de grietas en ellos la acumulación de daño operativo.

Desarrollo y aplicación del principio de seguridad único daño posible en la aplicación de métodos de mecánica de fractura. Determinación del estado de tensión-deformación de los elementos estructurales que tienen defectos tales como grietas, y es la etapa más difícil responsable de cálculo de la resistencia. De acuerdo con las representaciones convencionales del estado de tensión deformado del cuerpo con una grieta completamente caracterizado por el factor de intensidad de tensiones. En su determinación preliminar basado criterios casi todos actualmente conocidas de la fractura por fragilidad y cuasi-frágil, así como dependencias, que describen el crecimiento de grietas de fatiga.

El término "daño seguro" se refiere a una estructura diseñada para minimizar la posibilidad de fallo de la aeronave debido a la propagación de defectos no detectados, grietas u otros tales defectos. En la producción de diseños, que deberán sufrir daños, es necesario resolver dos problemas principales. Estos problemas consisten en el suministro de los defectos de crecimiento controlado, t. E. El funcionamiento seguro de las grietas y daños en la contención forzada, por lo tanto a ser facilitada o durabilidad residual o la fuerza residual. Además, el cálculo del daño permisible no excluye la necesidad de un cuidadoso análisis y cálculo de la fatiga.

El punto principal que se basa en el concepto de daño segura consiste en el hecho de que siempre hay defectos, incluso en los nuevos diseños, y que puede permanecer sin ser detectados. Por lo tanto, la primera condición para la admisibilidad del defecto es una condición que cualquier elemento del diseño, incluyendo todas las unidades adicionales para transmitir la carga, debe permitir el funcionamiento seguro de la presencia de grietas.

Monitoreo de defectos de crecimiento. La aparición de grietas por fatiga se puede evitar mediante la creación de una estructura tal, en todos los puntos a los que la tensión está por debajo de un cierto nivel. Sin embargo, reducir el nivel de estrés conduce a un aumento de peso de la estructura. Además, las grietas pueden derivar no sólo de la fatiga, sino también por otras razones, por ejemplo debido a daños accidentales producidos durante el funcionamiento o debido a defectos del material. Por lo tanto, en el diseño real de admitir la existencia de una serie de pequeñas grietas en la estructura en el momento del envío. La mayor de estas grietas pueden desarrollar durante el funcionamiento.

Ensayos de durabilidad de los aviones

El elemento más importante de los principios de seguridad de daño se convierte en un período de tiempo durante el cual la grieta puede ser detectado. Debido a diversas contingencias probabilidad de detectar grietas cuando se ve inestable. A veces las grietas apenas visibles se encuentran en las zonas más remotas de la construcción y, al mismo tiempo se pueden pasar muy grandegrietas en otros lugares. Para el caso en que se perdió durante la inspección "Boeing-747» grieta longitud 1800 mm por debajo del carenado en la cabina presurizada de un avión.

Por lo tanto, a los elementos estructurales que determinan la capacidad de carga de la estructura del avión, el programa de control de la destrucción se elaborará. Un elemento importante de la destrucción del programa de control es el desarrollo de métodos de ensayo. Para cada elemento para ser desarrollado y propuesto métodos de ensayo apropiados. aplicación de técnicas de inspección no destructiva diferente de sensibilidad puede ser necesaria para separar las partes de los elementos. verificación Timing se establecen basándose en el análisis de la información disponible en crecimiento de la grieta, dado el tamaño especificado y defecto inicial detecta el tamaño del defecto que depende de la sensibilidad del método de detección de defectos empleado. la verificación de sincronización debe establecerse en función del orden siempre que el defecto no detectado factor de seguridad requerido no ha alcanzado un tamaño crítico antes de la próxima inspección. Por lo general, se asignan intervalos entre las inspecciones regulares para que los pasados ​​dos cheques antes de llegar a cualquier tamaño crítico de grietas.

Principios de seguridad de daños en el diseño de aeronaves hicieron necesario un mayor uso de métodos no destructivos para el seguimiento de las condiciones técnicas de los sistemas funcionales. Las posibilidades de los diferentes métodos de ensayos no destructivos para la detección de grietas de fatiga. Constantemente se están mejorando los métodos de ensayos no destructivos.

La fatiga, la corrosión y resistencia a las grietas. En la operación práctica BC muchos casos destrucción de partes de elementos y nodos de fatiga del material. Esta destrucción es el resultado de las variables o cargas repetidas. Y para los fallos por fatiga requiere considerablemente inferior a la carga máxima que bajo la fractura estática. En vuelo y en tierra cuando se conduce muchas partes y elementos expuestos a cargas variables de diseño de sol y, a pesar de la tensión nominal suele ser baja, la concentración de esfuerzos, que por lo general no reduce la resistencia estática, la fatiga puede conducir adestrucción. Esto es confirmado por la práctica de la explotación no sólo del sol, pero también los vehículos terrestres. De hecho, casi siempre se puede observar el fallo por fatiga y muy rara - la destrucción de las cargas estáticas.

La peculiaridad de fallo por fatiga - la falta de tensión en la zona de fractura. Fenómenos similares se observan incluso en materiales tales como aceros suaves, que son altamente maleable a la destrucción estática. Es especialmente peligroso para el fallo por fatiga, ya que no hay signos de fractura previa. signos incipientes de fatiga son generalmente muy pequeños y difíciles de detectar hasta que alcanzan el tamaño macroscópico. A continuación, se propagan de forma rápida y en un corto período de tiempo se produce una destrucción completa. Por lo tanto, la detección oportuna de las grietas de fatiga - una tarea difícil. Con mayor frecuencia las grietas por fatiga se generan en los defectos de cambio de área de forma o de partes de las superficies.

Tales defectos, así como un pequeño cambio en la sección de trabajo de los detalles no afectan a la resistencia estática, como deformación plástica reduce el efecto de la concentración de tensiones. Al mismo tiempo, el fallo por fatiga de las piezas deformaciones plásticas tienden a ser pequeñas, reduciendo así la concentración de tensión en la zona y no hay ninguna cuenta de la concentraciónestrés es esencial, sin embargo, es importante en el diseño de componentes que operan bajo cargas variables, haciéndolos más fáciles y más seguro contra el fallo por fatiga.

Por lo tanto, los factores que influyen en la resistencia a la fatiga incluyen: concentradores de esfuerzos, las dimensiones de las piezas, la importancia relativa de las cargas y la corrosión tanto estáticos y cíclicos, especialmente la corrosión de fricción, que es el resultado de pequeños movimientos repetidos de las dos superficies en contacto.

La fatiga es generalmente causada por la destrucción de muchos miles o millones de ciclos de carga. Sin embargo, pueden ocurrir después de decenas o incluso cientos de ciclos.

Todos los elementos, partes y componentes antes de Cristo están expuestos a cargas dinámicas cuando se conduce en la tierra y en vuelo. Carga variable naturaleza diferente, que actúa sobre los elementos estructurales, partes de máquinas y dispositivos de variables correspondientes determinar la tensión, que finalmente conducen a la rotura por fatiga. procesos de velocidad de la destrucción mecánica de las piezas y unidades estresados, respectivamente, y el tiempo hasta el fallo depende de la estructura y propiedades de los materiales, cargas de corriente inducidas por el estrés, temperaturas y otros factores. Sin embargo, la naturaleza de la destrucción de la fatiga del material es una especie de una forma diferente a la rotura frágil.

Fallo por fatiga de las piezas por lo general comienza cerca de los defectos metalúrgicos o tecnológicos, zonas de concentración de esfuerzos, así como la presencia de defectos tecnológicos en los productos.

Como es sabido, insuficiencia estática está determinada principalmente por la probabilidad de ocurrencia de una gran carga en vuelo, por ejemplo, por una ráfaga de aire como resultado de la cual el Sol operará la carga excede los límites de la resistencia estática de la estructura, es decir, la posibilidad de destrucción estática - es esencialmente una cuestión de probabilidad de ocurrencia de una carga grande.

Fallo por fatiga bajo estas suposiciones - el resultado de la aplicación de un número suficiente de ciclos de carga, o un número suficiente de los vuelos sol a una cierta distancia.

La principal diferencia entre la fatiga y carga estática es la siguiente:

  • un factor importante en resistencia a la fatiga para una determinada distribución de cargas, incluso con la dispersión de los datos es el número de cambios de carga o vida de servicio; para la resistencia estática y la destrucción - de la carga;

  • la naturaleza del enfoque probabilístico para la carga de fatiga es significativamente diferente de la naturaleza del enfoque probabilístico para la carga estática - para las condiciones específicas de funcionamiento influyen en la probabilidad de un único gran carga en el avión, por ejemplo, a partir de ráfaga en exceso de destructiva estática y no depende del tiempo de funcionamiento. Esto puede ocurrir al principio y al final de la vida. La probabilidad de fallo por fatiga se cambia durante el funcionamiento, aumentando significativamente hacia el final de la vida. Por lo tanto los diseñadores y los científicos creen que el recurso o servicio asignado y la fecha límite para el nivel de probabilidad correspondiente debe ser tal como para fracturar la tasa de recurrencia fue suficientemente bajo valor que, si es posible, sería aceptado. Este valor es la probabilidad de 10 9, y que se toma como base para las principales compañías de aviación nacionales y extranjeros.

Los expertos en aviación creen que la fatiga por corrosión, así como daños en la misma medida determina la vida útil de la estructura del avión. La mayoría de las fuentes de la corrosión - daños estructurales al cargar el sol en el suelo y la piel rayado.

Se sabe que los daños por corrosión de la estructura es totalmente dependiente de las condiciones de funcionamiento y la calidad del servicio de las Fuerzas Armadas.

Las instrucciones, en primer lugar, se llama la atención a la corrosión de los principales elementos estructurales de poder. Se ha encontrado que la corrosión es causada por una más interna que factores externos. Por lo tanto, la causa de la corrosión - líquido derramado en la zona del buffet (especialmente el zumo de fruta) y aseos.

Áreas de la estructura del fuselaje, son particularmente susceptibles a la corrosión y fatiga grietas (sombreadas).

Lo menos peligroso en relación con la fatiga (uniforme) corrosión totales. Pero en la corrosión uso uniforme real en su forma pura es rara y generalmente se complementa con lesiones ulcerosas. El efecto de dicha resistencia a la fatiga de corrosión.

Se puede observar que dependiendo de la zona y profundidad de los daños por corrosión, resistencia a la fatiga de un D16T aleación reduce significativamente. El área de daño por corrosión reduce la resistencia a la fatiga de menor que el diámetro y la profundidad de picaduras de corrosión.

Cuando se utiliza el proceso de acumulación de fatiga y la corrosión daños alternan con superposición parcial entre sí. Se asume generalmente que las lesiones corrosivas desarrollan en el estacionamiento, y la fatiga - en vuelo. El daño por corrosión es concentradores de esfuerzos.

Términos y enfoques utilizados en la justificación de los recursos dentro de 103 l. h para 20-25 años de funcionamiento, determinar la necesidad de utilizar al tiempo que garantiza la seguridad en la etapa actual, junto con el principio de la "vida segura" como un principio de progresividad de "daño seguro".

Este último principio permite daños por fatiga a los elementos estructurales durante el intervalo de tiempo entre dos inspecciones consecutivas en las condiciones que el intervalo no es demasiado grande, el daño no alcanza su estado limitante, y no conduce a la destrucción de la estructura como un todo.

Por consiguiente, el criterio de resistencia de la aeronave, afirmando la inadmisibilidad de craqueo, incorrecta para la estructura como un todo, como en una operación a largo plazo de las aeronaves prácticamente imposible evitar grietas de fatiga en algunos de sus elementos. Es necesario encontrar una grieta en el tiempo y evitar su ulterior desarrollo para el tamaño máximo permitido.

Por lo tanto, el recurso de la fuerza de la aeronave debe basarse en el criterio de la fuerza, teniendo en cuenta la intensidad del origen y desarrollo de grietas para el diseño en general, y en los elementos que no conducen a un resultado catastrófico.

Existe el concepto sobre el que se cree que durante el 30 min. 101 l. h debe ser seguro, y luego a 60 103 * l. h - operación proporcionada por las propiedades estructurales de supervivencia.

Recordemos que bajo la vitalidad sol o sistemas funcionales se refiere a la propiedad que ofrece el correcto desempeño de las funciones especificadas en el vuelo (o vuelos) con fallas individuales o dañar sus elementos o nodos. Está garantizada por la disposición, las soluciones de diseño específicas, favoreciendo el desarrollo más bien lento del daño y la fuerza suficiente en la presencia de un fallo a ser fácilmente disponible para la detección de daños y control objetivo, si es posible.

La experiencia demuestra que durante el uso prolongado de la operación, la fatiga y los daños por corrosión son las fallas más grandes.

Grietas de fatiga conducen a una disminución de la resistencia de la estructura y determinar su fiabilidad fuerza. Por lo tanto, el diseño debe estar previsto que las siguientes condiciones: el desarrollo y la distribución de las grietas en elementos estructurales deben ser tan lento que la fuerza estática residual en el desarrollo de grietas con el tamaño de su detección visual era suficiente para un funcionamiento sin problemas del sol sin restricciones.

la fuerza de la aeronave

Considere algunos de los resultados de las pruebas de Sun muestras de piel de fuselaje con cabina presurizada. Por lo tanto, el desarrollo del sistema muestra una grieta de fatiga en los paneles de fuselaje de aviones DC-10. La resistencia residual de un fuselaje de aeronave DC-10 examinó para el tamaño de los paneles 4267 2642 x mm con un radio de curvatura Zoe mm. Las pruebas se llevaron a cabo bajo carga combinada simulación de la carga de inercia y la presión de sobrealimentación en la cabina de pasajeros. Para este panel tomado de la parte superior de la piel con la grieta inicial igual 12 mm existentes. Como puede verse, la primera etapa de pruebas a la presión nominal Pa a ciclos 0,65 15 000 crecimiento de grietas no se observó prácticamente. Después de realizar una incisión en una célula de potencia y un cierto aumento de la presión interna de la tasa de crecimiento de la grieta comenzó a aumentar, no alcanzar valor, sin embargo peligroso. Cuando 46 000 ciclos de destrucción ocurrió del bastidor central, entonces ambos marcos de destrucción, lo que resulta en un aumento dramático en la velocidad de desarrollo de grietas y la destrucción de otros elementos de potencia. La destrucción completa de las grietas del panel se produjo cuando la longitud 1157 mm y a una presión superior a Calificación veces 1,53 presión en la cabina.

Pruebas similares realizadas en otros paneles con un conjunto de elementos de seguridad, han demostrado la capacidad de crear diseños de aumento de la vitalidad y del principio de "seguro" de los daños a la estructura que garantice el seguimiento de su estado en el MOT.

Sin embargo, el fallo por fatiga más peligroso de elementos estructurales del fuselaje. Por ejemplo, las grietas en la piel del fuselaje de la aeronave "Comet", aparecieron cerca de los recortes para las ventanas, hizo que los dos accidentes de este tipo de aviones.

La razón principal para la re-formación de grietas carga del revestimiento del fuselaje de aeronaves con cabina presurizada "Comet" y defectos de diseño. Como es sabido, el revestimiento de la aeronave se somete repitió carga de tensión-compresión. Se condujeron al desarrollo de grietas en la concentración de esfuerzos. Después de realizar terminaciones de crack de chapado de este tipo no se observaron.

El diseño permite una mayor capacidad de supervivencia de ciertas dimensiones de los daños que deben cumplir con los requisitos normativos más generales. Por ejemplo, la empresa "Douglas" cree que la resistencia residual de la estructura de la aeronave de pasajeros debe ser proporcionada a la fractura longitud del ala 400 mm interrumpido zancas medio y en el fuselaje por crack longitudinal longitud 1000 mm interrumpido tapón de titanio medio o transversal agrietarse hasta 400 mm destruyó el mástil central.

La empresa "Lockheed" determina los siguientes daños posibles al fuselaje: una grieta en la piel puede ser largas mm 300 destruidos en medio de los marcos o stringer; grieta longitudinal en la piel - hasta 500 mm; roer, que va desde la esquina de un recortable para 300 mm con la destrucción de la estructura o larguero.

Los requisitos de la OACI especificaron que un nivel mínimo de resistencia residual de las estructuras dañadas debe coincidir con la carga máxima de operación de 66,6% estimado para el cálculo de los casos más importantes de carga.

GOST 27.002 83 define la durabilidad como una propiedad del objeto de continuar operando hasta un cierto estatus en el sistema instalado AMO. La condición límite puede ser causada por: violación grave de los requisitos de seguridad debido a la violación de la resistencia estructural; unidades de cuidados inevitables para los parámetros de tolerancia; reducción inevitable en la eficacia; la necesidad de realizar reparaciones mayores, de acuerdo con la documentación reglamentaria y técnica actual.

2 fuerza avión

Como fiabilidad, durabilidad pone al diseñar el sol, está prevista en la fabricación y mantenido durante la operación. Para AT duración está determinada por las condiciones de seguridad de los vuelos y la viabilidad de su uso posterior en base a la efectividad comparativa y la posible sustitución de los patrones más sofisticados. En el diseño de productos que considerar las posibles cargas durante el funcionamiento, modos de funcionamiento; material adecuado se selecciona para los artículos, los métodos de transformación. Para se seleccionan los elementos de trabajo en las condiciones de los materiales de fricción, el mayor desgaste en condiciones de funcionamiento esperadas, y similares. D.

Todo esto permite a los diseñadores crear no sólo un diseño viable, sino también para llevar a cabo los cálculos pertinentes pueden garantizar los estándares requeridos de equipos durabilidad diseñado.

Durabilidad como una propiedad de la estructura depende de numerosos factores, que se pueden dividir en fuerza, operativo y organizativo.

grietas en el fuselaje

Fuerza incluyen el diseño, fabricación, transformación, carga y factores de temperatura. Entre ellos se encuentran concentradores de esfuerzos en los elementos de la construcción y las tensiones residuales resultantes de la tecnología imperfecta y debido a la deformación plástica en el montaje de piezas y reparaciones; propiedades de los materiales y su cambio durante la operación, incluyendo una resistencia estática inicial; límite de fatiga; el factor de intensidad de tensiones para el tipo de separación y destrucción del turno.

Los expertos creen que el uso de los logros modernos de la ciencia, la ingeniería y la tecnología, podemos asegurar la longevidad de la estructura de las partes principales de la aeronave para 40 103 • l. h. Sin grietas aviones pueden topar 30 103 x x l. h. Si asumimos que la vida rentable (o duración de la operación) es 60 103 • l. h, es posible proporcionar una garantía de aproximadamente la mitad de este período, el sol y la otra mitad será operado con piezas y conjuntos de tolerancia al daño y su sustitución durante las reparaciones.

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