Содержание к диссертации
Введение
1. ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВ ПРИ
ПРОЕКТИРОВАНИИ И В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ - ОБЗОР СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМ 10
1.1. Проблема усталости в авиации 10
1.2. Безопасно повреждаемые конструкции самолетов 12
1.3. Выбор графика контрольных осмотров конструкции самолета 14
1.4. Расчет вероятности отказа в эксплуатации с учетом контрольных осмотров 17
1.5. Задачи исследования 21
2. РАСЧЕТ ВЕРОЯТНОСТИ ОТКАЗА ЭЛЕМЕНТА КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
ПРИ НАЛИЧИИ СИСТЕМЫ КОНТРОЛЬНЫХ ОСМОТРОВ 23
2.1. Модели, используемые для математического описания конструкции и условий ее эксплуатации 25
2.1.1. Модели внешних условий нагружения 26
2.1.2. Модели времени до появления трещины 39
2.1.3. Модели роста трещины 42
2.1.4. Модели остаточной прочности 48
2.1.5. Интенсивность отказов 49
2.1.6. Модели эффективности дефектации 55
2.1.7. Правила профилактики 59
2.2. Непосредственный расчет вероятности отказа 62
2.2.1. Расчет вероятности отказа в заданном интервале времени 63
2.2.2. Расчет вероятности отказа при наличии системы осмотров 74
2.3. Расчет характеристик надежности элемента конструкции с использованием цепей Маркова 79
2.3.1. Описание процесса эксплуатации самолета конечной цепью Маркова г?д
2.3.2. Расчет переходных вероятностей
2.3.3. Оценивание переходных вероятностей по эксплуатационным данным 93
2.3.4. Расчет надежности и других характеристик процесса эксплуатации 94
2.4. Основные результаты, выводы 97
3. ВЫБОР ГРАФИКА ОСМОТРОВ ЭЛЕМЕНТА КОНСТРУКЦИИ 99
3.1. Выбор графика осмотров при известном распределении времени до появления трещины
3.1.1. Влияние характеристик элемента конструкции и параметров системы осмотров на надежность ЮО
3.1.2. Выбор постоянного интервала между осмотрами 109
3.1.3. Оптимизация графика осмотров 122
3.2. Выбор графика осмотров при оценке параметра
распределения времени до появления усталостной
трещины по экспериментальным данным 129
3.2.1. Влияние случайности оценки параметра распределения
времени до появления трещины на вероятность
отказа в эксплуатации 129
3.2.2. Минимаксное планирование 130
3.2.3. Байесовское и квазибайесовское планирование 131
3.2.4. Планирование, основанное на решении интегрального уравнения 134
3.2.5. Сравнение разработанных методов 135
3.2.6. Применение разработанных методов для назначения ресурса неосматриваемых элементов конструкции и
выбора разрешающей способности метода дефектации 139
3.3. Расчет характеристик надежности по эксплуатационньм
данным 150
3.4. Основные результаты, выводы 158
4. ОЦЕНИВАНИЕ И ПРОГНОЗ УСТМОСТНОЙ НАРАБОТКИ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА САМОЛЕТА ПО ДАННЫМ МАГНИТНОЙ СИСТЕМЫ РЕГИСТРАЦИИ ПАРАМЕТРОВ (МСРП) 159
4.1. Постановка задачи 160
4.2. Контроль накопления усталости в сечении крыла самолета Ил-86 по данным МСРП-256 167
4.2.1. Методика расчета эквивалентной наработки сечения крыла по записи МСРП 167
4.2.2. Краткое описание программного комплекса 170
4.3. Оценка и прогноз эквивалентной наработки сечения крыла при отсутствии записи МСРП 174
4.3.1. Общая характеристика результатов обработки записей полетов 175
4.3.2. Регрессионный анализ результатов обработки записей полетов 181
4.3.3. Оценка точности регрессионной модели прогноза 194
4.3.4. Гарантийный прогноз 197
4.4. Основные результаты, выводы 203
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 204
ЛИТЕРАТУРА 206
ПРИЛОЖЕНИЕ. Документы о внедрении результатов
исследований 219
- Проблема усталости в авиации
- Модели, используемые для математического описания конструкции и условий ее эксплуатации
- Выбор графика осмотров при известном распределении времени до появления трещины
- Контроль накопления усталости в сечении крыла самолета Ил-86 по данным МСРП-256
Введение к работе
В "Основных направлениях экономического и социального развития СССР на I98I-I985 годы и на период до 1990 года" ставится важная научно-техническая задача повышения уровня использования и надежности работы технических средств транспорта. Одним из путей решения этой задачи является надлежащее планирование сроков проведения контрольных осмотров силовых элементов конструкции планера самолета.
Ряд недавних катастроф и аварий самолетов из-за усталостных разрушений свидетельствует о том, что проблема усталости металла, появившаяся в авиации в послевоенные годы в связи с увеличением скоростей полета и стремлением к уменьшению веса конструкции, не теряет своей остроты. Борьба с усталостью привела к появлению безопасно повреждаемых (fuii-Safe) конструкций, а рост требований к экономичности самолетов стимулировал распространение метода технического обслуживания конструкции самолета по состоянию. Экономическими соображениями обусловлена и наметившаяся тенденция к индивидуализации контроля усталостной наработки конструкции самолетов. Предписываемая НЛГС процедура определения назначенного ресурса требует учета наихудших условий эксплуатации. Поскольку большая часть самолетов парка не находится в наихудших условиях, экономические потери очень велики.
Этим вопросам сейчас уделяется значительное внимание. В 1983 году в МИИ ГА совместно с Гос НИИ ГА и рядом заинтересованных организаций МГА и МАП разработана "Методика построения программы технического обслуживания и ремонта планера транспортного самолета гражданской авиации". Аналогичный документ (M/SG-3) имеется и в США. Появление этих документов означает крупный шаг к научно-обоснованному выбору графика осмотров конструкции, однако вероятностно--статистические аспекты проблемы учитываются недостаточно, некоторые вопросы решаются, по существу, на эвристическом уровне.
При современном развитии математической теории надежности такое положение нельзя считать удовлетворительным. Представляемая работа в некоторой степени восполняет существующий пробел. Исследования выполнены в рамках НИР 1.05.09.01 и I.01.07.01 (№№ гос. per. 76087377 и 8I066I5I), проводимых в РШІИ ГА в соответствии с планами НИР Министерства гражданской авиации.
Цель работы. Целью работы является разработка вероятноетно--статистических методов решения задачи выбора графика контрольных осмотров планера самолета из условия обеспечения требуемой надежности подконтрольных силовых элементов (к.э.).
Для достижения этой цели решаются следующие задачи:
I. Выбор частных математических моделей для описания составляющих процесса контроля и изменения технического состояния к.э. . Разработка, совершенствование и обобщение методов расчета вероятности отказа (в.о.) к.э. при наличии системы осмотров в процессе эксплуатации.
Разработка методов выбора графика осмотров из условия обеспечения требуемого уровня надежности к.э. с учетом дисперсии оценки параметра распределения, характеризующего среднее время до появления усталостных трещин.
Разработка программного комплекса для автоматизированного контроля усталостной наработки крыла самолета с учетом индивидуальной истории нагружения посредством обработки записей МСРП.
Методы исследования. Решение поставленных задач основывается на современных научных представлениях об эксплуатационных нагрузках конструкции самолета, появлении и росте усталостных трещин и уменьшении остаточной прочности. Существенно используются аппарат теории вероятностей, цепи Маркова, математическая статистика, машинное моделирование (ОС ЕС, Фортран, ПЛ/І).
Научная новизна: I. Предлагается метод расчета в.о. элемента авиационной конструкции в течение срока эксплуатации при наличии системы осмотров, основанный на описании процесса изменения технического состояния к.э. конечной цепью Маркова. От известных формул метод отличается большей общностью и гибкостью, позволяя рассчитывать в.о. и ряд других характеристик надежности для различных типов к.э. при различных правилах профилактики.
Разработан ряд методов решения статистической задачи планирования графика осмотров из условия обеспечения заданной надежности к.э. с учетом дисперсии оценки параметра распределения, характеризующего среднее время до появления усталостной трещины: минимаксное планирование, байесовское и квазибайесовское планирование, несмещенное планирование. Показано применение разработанных методов для расчета назначенного ресурса и выбора разрешающей способности метода дефектации, используемого при осмотрах.
Разработан комплекс программ для ЕС ЭВМ, реализующий методику автоматизированного индивидуального учета усталостной наработки сечения крыла самолета Ил-86 посредством обработки записей МСРП-256.
Автор защищает: I. Метод расчета в.о. элемента авиационной конструкции при наличии системы осмотров, основанный на описании процесса изменения технического состояния к.э. конечной цепью Маркова.
Методы определения необходимого числа осмотров по выборочным данным о моментах появления трещин из условия обеспечения требуемой надежности к.э. (минимаксное, байесовское и квазибайесовское, несмещенное планирование).
Выявленные закономерности влияния различных факторов на в.о. и результаты расчетов для конкретных элементов конструкции.
Программный комплекс, предназначенный для индивидуального контроля усталостной наработки крыла самолета, и анализ результа- тов обработки записей полетов.
Практическая значимость. Результаты исследований доведены до вычислительных программ, правильность которых проверена посредством машинного моделирования. Часть программ передана в Гос НИИ ГА,часть сдана в эксплуатацию в КИВД МТУ ГА (а/п Внуково) в составе первой очереди автоматизированной системы диагностики (АСД) иАнализ-8б". Экспериментальные данные, полученные в результате функционирования АСД, переданы на ММЗ им. СВ. Ильюшина. По расчетам ММЗ им. СВ. Ильюшина, возможно увеличение назначенного ресурса крыла самолета Ил-86 на 10% при условии использования разработанной системы контроля усталостной наработки. Соответственно увеличиваются и интервалы между осмотрами.
Часть результатов включена в учебное пособие "Надежность, живучесть и ресурс конструкции летательных аппаратов" по курсу конструкции и прочности летательных аппаратов, написанное Ю.М. Парамоновым, и в учебник, подготовленный коллективом кафедры конструкции и прочности летательных аппаратов РКИИ ГА.
Научные результаты, полученные соискателем, можно рекомендовать для практического использования в научно-исследовательских и опытно-конструкторских организациях МГА и МАП: Гос НИИ ГА, РКИИ ГА, МИИ ГА, КИИ ГА, ЦАГИ, ММЗ им. СВ. Ильюшина, ОКБ МАП, а также на АРЗ и эксплуатационных предприятиях ГА.
В силу своей общности разработанные методы могут использоваться для выбора графика профилактики неавиационных конструкций (железнодорожных, корабельных, строительных и т.п.).
Апробация работы. Основные положения диссертации докладывались и обсуждались на ІУ Всесоюзной НТК "Эффективность и оптимизация систем и процессов гражданской авиации", МИИ ГА, М., март 1979 г.; на НТК "Молодые ученые-механики - народному хозяйству", РПИ, Рига, май 1979 г.; на I НТК молодых ученых РКИИ ГА, Рига, апрель 1980 г.; на II Всесоюзной НТК "Совершенствование эксплуатации и ремонта корпусов судов", КТИРП и X, Калининград, октябрь 1981 г.; на III Всесоюзной НТК по безопасности полетов, ОЛА ГА, Л., ноябрь 1982 г.; на II НТК молодых ученых РКИИ ГА, Рига, апрель 1983 г.; на объединенном семинаре кафедр технической механики и конструкции авиадвигателей МИИ ГА, М., июнь 1981 г.; на совещаниях рабочей группы по комплексу задач "Прочность планера", являющемуся частью разработанной в РКИИ ГА АСД "Анализ-86", М., 1982 г.; на научных семинарах Отраслевой научно-исследовательской лаборатории эксплуатационной надежности, прочности и долговечности конструкции летательного аппарата, РКИИ ГА, 1979-1984 гг.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 9 печатных работ и 6 технических отчетов по НИР, отражающих ее основное содержание.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения; содержит 125 страниц машинописного текста, 12 таблиц и 86 рисунков. Список литературы включает 121 наименование.
class1 ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВ ПРИ
ПРОЕКТИРОВАНИИ И В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ - ОБЗОР СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМ class1
Проблема усталости в авиации
В настоящее время проблема усталости стала одной из определяющих жизнеспособность и экономическую эффективность самолета, особенно гражданского /27/. Эта проблема была почти неизвестна конструкторам самолетов до конца второй мировой войны, а сейчас она является доминирующей при определении летной годности самолетов /90/. Причиной обострения проблемы усталости металла явилось стремление к уменьшению веса конструкции и продлению срока эксплуатации в связи с возрастанием требований к экономичности самолетов, а также увеличение скоростей полета.
Впервые усталость заявила о себе в 1954 году двумя катастрофами французских самолетов "Комета-І" в результате разрушения фюзеляжа в зоне вырезов под иллюминаторы (после 1290 и 900 полетов). Вслед за этим было еще много катастроф, аврий и предпосылок к летным происшествиям из-за усталостных разрушений. Кратко остановимся на наиболее известных /42/.
Во время технического осмотра в 1977 г. четырех самолетов "Трайдент-3" с целью устранения утечки топлива через отверстия под болты были обнаружены трещины длиной 2І4-25 см в стыковых накладках крыла у нервюры 8. Проверка методом вихревых токов позволила обнаружить аналогичные трещины еще на 16 самолетах. Средний налет составлял при этом 9000 полетов, а на стенде самолет выдержал II60QQ полетов. Нагрузки оказались выше расчетных.
В апреле 1976 года в Аргентине трещина длиной около 70 см во внешней нервюре крепления двигателя привела к отрыву крыла и катастрофе самолета "Хоукер - Сиддли 748", принадлежащего венесуэльской авиакомпании. Самолет совершил перед этим 30000 посадок. Расследование катастрофы и результаты полномасштабных усталостных испытаний свидетельствуют, что если бы осмотры конструкции самолета проводились регулярно и в соответствии с инструкцией фирмы-изготовителя, то возникновение и развитие усталостной трещины можно было бы обнаружить задолго до катастрофы. В частности, в отчете указывается, что самолет совершил по крайней мере 3000 полетов, прежде чем трещина выросла от 7 см до 70 см. В то же время инструкция фирмы-изготовителя предписывает визуальный наружный осмотр критических участков обшивки через 500 часов.
class2 РАСЧЕТ ВЕРОЯТНОСТИ ОТКАЗА ЭЛЕМЕНТА КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
ПРИ НАЛИЧИИ СИСТЕМЫ КОНТРОЛЬНЫХ ОСМОТРОВ class2
Модели, используемые для математического описания конструкции и условий ее эксплуатации
Для расчета в.о. конструкции необходимо иметь математическое описание самой конструкции, а также условий ее эксплуатации. Ниже критически рассмотрены имеющиеся в литературе подходы, методы и формулы, дающие возможность получения таких описаний. В зависимости от конкретной постановки задачи и имеющихся данных можно пользоваться тем или иным сочетанием рассмотренных моделей.
В процессе эксплуатации конструкция самолета подвергается самым разнообразным нагрузкам, приводящим к возникновению в конструкции напряжений, что, в свою очередь, приводит к отказам. Таким образом, для расчета вероятности отказа необходима модель внешних условий нагружения.
В работе /102/ приводится классификация имеющихся в конструкции напряжений:
1. Технологические напряжения, возникающие при изготовлении конструкций вследствие применения тех или иных технологических процессов (литье, ковка, подгонка, сверление, напряженный крепеж и т.п.). Стадия изготовления опасна тем, что на этом этапе в конструкцию вносятся концентраторы напряжений, от которых впоследствии развиваются усталостные трещины.
2. Функциональные напряжения, обусловленные функциональным назначением частей конструкции. Например, нижняя панель крыла на земле сжата (за стойкой шасси), в полете растянута, причем напряжения в панели зависят от веса топлива и полетного веса самолета.
3. Напряжения, обусловленные эксплуатационными нагрузками.
Все виды действующих на конструкцию нагрузок, как правило,
случайны. Наличие напряжений и индивидуальных особенностей конструкции, возникающих при ее изготовлении, обычно учитывают введением вероятностного распределения статической прочности конструкции. В качестве закона распределения обычно используют нормальный закон распределения или закон распределения Вейбулла /115/.
функциональные напряжения, как правило, рассчитывают для средних, "типовых" условий эксплуатации. Характерный пример - типовой полет самолета.
Выбор графика осмотров при известном распределении времени до появления трещины
Для расчета в.о. к.э. в течение срока эксплуатации по полученным в разделе 2 формулам требуются значения параметров распределений ряда св., а именно, времени / до появления трещины, времени Тс (или Id ) роста трещины до критической (или обнару-жимой) длины, -начальной прочности К0 , параметра скорости роста трещины А .
Наименее точно на практике оценивается среднее время до появления трещины, характеризуемое параметром сдвига и0 логарифмически-нормального распределения / . Число испытываемых экземпляров к.э. обычно мало из-за длительности и высокой стоимости испытаний на усталостную долговечность (выносливость), поэтому оценка параметра "0 часто заметно отличается от его истинного значения. Что касается параметра масштаба uf распределения , равного с.к.о. логарифма Т , то его значение, определяемое, в основном, достигнутым уровнем технологии производства самолетов, более устойчиво (в том смысле, что оно мало изменяется от одного элемента конструкции к другому и даже от одного типа самолета к другому). Мы будем поэтому полагать, что ui =0,346 (то есть с.к.о. десятичного логарифма равно 0,15 - значению, часто используемому в расчетах усталостной надежности).
В начале раздела рассмотрена задача выбора графика осмотров при известном и0 - параметре распределения / , а затем - более сложная задача выбора при оценке параметра и0 по результатам лабораторных испытаний. Изложение сопровождается результатами расчетов для конкретных к.э. Разработанные методы выбора числа осмотров применяются к задачам назначения ресурса и выбора разрешающей способности метода дефектацйи. В заключение раздела приведен пример расчета характеристик надежности несилового к.э.по данным, собранным на АРЗ.
Контроль накопления усталости в сечении крыла самолета Ил-86 по данным МСРП-256
Б п. 2.3.3. рассмотрен метод оценивания переходных вероятностей для схематизированного процесса эксплуатации непосредственно по эксплуатационным данным. Ниже этот метод применяется для обработки приведенных в работе /8/ данных о трещинах в нише шасси пассажирского самолета (см.рис. 3.38). Трещины, возникают по углам ниши передней стойки шасси в зонах 1,2,3,4. Предположительная причина разрушения - недостаточная жесткость (по другим сведениям - недостаточная усталостная прочность). Разрушение возникает у отверстия под заклепку и распространяется в обшивке, на силовых элементах трещин не наблюдалось. Ремонт осуществляется посредством установки накладки, размер которой выбирается из условия перекрытия вершины трещины на 40 60 мм. Вершина трещины. засверливается сверлом диаметром 3 4 мм. Случаев выхода трещины, за накладку не было.
Поскольку имелись сведения только о четырех первых ремонтах самолета, было принято, что ft = 4. За критическое значение принималась длина трещины. с = 50 мм. Результаты 276 осмотров сведены, в табл. 3.2, а оценка переходной матрицы г , полученная по формуле (2.37), приведена на рис. 3.39.
