Прогнозування граничного стану заклепкових з'єднань авіаційних конструкцій при втомному багатоосередковому пошкодженні

Abstract

Дисертаційна робота присвячена вирішенню актуальної задачі – визначення надійності та ресурсу заклепкових з’єднань панельних авіаційних конструкцій при багатоосередковому пошкодженні. Дана задача вирішена шляхом наукового обґрунтування та розробки нового математичного забезпечення для моделювання процесів утворення та росту втомних тріщин в конструкціях з отворами із алюмінієвого сплаву Д16АТ з врахуванням експериментально встановлених закономірностей. При циклічному навантажуванні конструкцій літаків у заклепкових з'єднаннях утворюються та розповсюджуються тріщини втоми, що може привести до зниження залишкової міцності та раптового розповсюдженого руйнування. Ініціатором такого руйнування може бути багатоосередкове пошкодження (Multiple Site Damage – MSD). MSD – це стан пошкодженої конструкції, що характеризується наявністю в ній множинних втомних тріщин, що одночасно ростуть і взаємодіють. Особливістю даного виду пошкодження є відносно мала довжина тріщини для досягнення граничного стану, за який приймається руйнування хоча б однієї перемички заклепкового з’єднання. Варто зазначити, що проблема є особливо актуальною при оцінці залишкового ресурсу, призначенні періодичності технічних оглядів та прогнозуванні залишкової міцності старіючого парку літаків. В сучасній практиці для вирішення даної задачі найчастіше використовується математичне моделювання за допомогою чисельного методу Монте-Карло. Однак, незважаючи широкий спектр статистичних та часових характеристик пошкодженості, які можна отримати даним методом, результати застосування цього підходу істотно залежать від точності застосованих математичних моделей і завжди обмежені набором параметрів, заданих перед початком моделювання, що не відображає вплив на процес розвитку дефектів основних факторів, таких як випадковий характер зародження та росту втомних тріщин і можливість їх об’єднання. Тому в даній роботі запропоновано новий метод прогнозування ресурсу та визначення надійності заклепкових з’єднань, заснований на імовірнісній моделі багатоосередкового пошкодження. Дана модель використовує аналітичні закономірності розвитку тріщин з врахуванням випадкового їх зародження та швидкості росту. Вона включає в себе три ключових елемента, а саме: функцію розподілу напрацювання до появи тріщини початкової довжини, модель стохастичності довжин тріщин при фіксованому напрацюванні та розрахунок імовірності об’єднання зустрічних тріщин у певний момент часу. В роботі отримано всі зазначені моделі та на їх основі запропоновано метод прогнозування ресурсу заклепкових з’єднань, який враховує особливості навантаження конкретної конструкції. Для перевірки працездатності розробленого методу проведені втомні випробування модельних зразків з багатьма концентраторами напруження для моделювання багатоосередкового пошкодження, в процесі яких для більшої достовірності експерименту та досягнення кращої повторюваності результатів застосовувались методики отримання експериментальних даних по зародженню та розвитку втомних тріщин без зупинки випробувань.

Диссертационная работа посвящена решению актуальной задачи – определения надёжности и ресурса заклёпочных соединений панельных авиационных конструкций при многоочаговом повреждении. Данная задача решена путем научного обоснования и разработки нового математического обеспечения для моделирования процессов образования и роста усталостных трещин в конструкциях с отверстиями с алюминиевого сплава Д16АТ с учётом экспериментально установленных закономерностей. При циклическом нагружении конструкций самолетов в заклепочных соединениях образовываются и распространяются трещины усталости, что может привести к снижению остаточной прочности и внезапному распространенному разрушению. Инициатором такого разрушения может быть многоочаговое повреждение (Multiple Site Damage – MSD). MSD – это состояние поврежденной конструкции, которое характеризуется наличием в ней множественных усталостных трещин, которые одновременно растут и взаимодействуют. Особенностью данного вида повреждения является относительно малая длина трещины для достижения предельного состояния, за которое принимается разрушение хотя бы одной перемычки заклепочного соединения. Следует отметить, что проблема особенно актуальна при оценке остаточного ресурса, назначении периодичности технических осмотров и прогнозировании остаточной прочности стареющего парка самолетов. В современной практике для решения данной задачи чаще всего используется математическое моделирование с помощью численного метода Монте-Карло. Однако, несмотря широкий спектр статистических и временных характеристик поврежденности, которые можно получить данным методом, результаты применения этого подхода существенно зависят от точности применяемых математических моделей и всегда ограничены набором параметров, заданных перед началом моделирования, что не отражает влияние на процесс развития дефектов основных факторов, таких как случайный характер зарождения и роста усталостных трещин и возможность их объединения. Поэтому в данной работе предложен новый метод прогнозирования ресурса и определения надежности заклепочных соединений, основанный на вероятностной модели многоочагового повреждения. Данная модель использует аналитические закономерности развития трещин с учетом случайного их зарождения и скорости роста. Она включает в себя три ключевых элемента, а именно: функцию распределения наработки до появления трещины начальной длины, модель стохастичности длин трещин при фиксированной наработке и расчет вероятности объединения встречных трещин в определенный момент времени. В работе получены все указанные модели и на их основе предложен метод прогнозирования ресурса заклепочных соединений, учитывающий особенности нагружения конкретной конструкции. Для проверки работоспособности разработанного метода проведены усталостные испытания модельных образцов со многими концентраторами напряжения для моделирования многоочагового повреждения, в процессе которых для большей достоверности эксперимента и достижения лучшей повторяемости результатов применялись методики получения экспериментальных данных по зарождению и развитию усталостных трещин без остановки испытаний.

The design of modern aviation structures is performed according accepted damage tolerance concept to achieve high cost-effectiveness performance. A key feature of this approach is operation of structure for the longest possible time until degradation of material properties will not threat the safety according strength requirements. This concept, in addition to positive economic effects, also improves the reliability of structure and reduces the number of failures, but its practical implementation faces a number of problems. One of them is prediction of initiation and development of fatigue damage in aircraft structure. The growth of fatigue cracks in the material is the result of defects accumulation and coalescence during operation under the influence of cyclic action of a wide range of damaging factors. It is quite obvious that the longer an aircraft is in operation, the more damage will accumulate its structure and the greater will be probability of failure. The necessity to predict such event, as well as to set up a cost-effective program of periodic inspections and maintenance of aircraft design, creates the problem of the so-called aging fleet. An aging fleet consists of aircrafts that have been in operation for a long time and have already exhausted their design resource. The question about possibility of further operation for such airplanes is urgent, but such a decision can be made only on the basis of inspections of its structure. The data of such inspections collected on aging fleet aircrafts, in most cases show the presence of multiple fatigue cracks in structural elements, which is a classic representation of multiple site damage. Especially this type of damage is a major threat to the airworthiness of aging aircraft. According to the definition in regulatory documents, multiple site damage is a condition of the damaged structure which is characterized by the simultaneous presence of growing and cooperating fatigue cracks in the same structural element that can lead to a decrease in the residual strength of the structure below the allowable level. The main location of this type of damage is the wing and fuselage riveted joints due to large number of stress concentrators arranged in a row. Due to the relatively small distance between the adjacent rivet holes, even the small size of fatigue cracks can lead to their joining and destruction of the riveted joint that threatens to destroy all the structure. Therefore, the decision about extension of airworthiness in this case is entirely dependent on periodical and additional inspections conducted to predict the service life in terms of damage tolerance concept. However, the most effective application of this concept is possible only if there is an adequate mathematical description of the multiple site damage. Due to the large number of random factors and rivet holes in the design of modern aircrafts, it can be done only by applying a probabilistic approach to fatigue crack growth modeling. In modern practice, mathematical modeling using the Monte Carlo numerical method is used most often to solve this problem. However, despite the wide variety of statistical and time characteristics of damage that can be obtained by this method, the results of this approach depend significantly on the accuracy of the used mathematical models and are always limited by a set of parameters given before the simulation, which does not reflect the impact of main factors on the development of defects, such as the random nature of fatigue crack initiation and growth and the possibility of their coalescence. Therefore, this paper proposes a new method for life prediction and reliability determination of riveted joints based on the probabilistic model of multiple site damage. This model uses the analytical dependencies of the crack propagation, taking into account their random initiation and growth rate. It includes three key elements: the function of the time distribution before the occurrence of a crack with initial length, the stochastic model of the crack length at a fixed time, and calculation of coalescence probability for counter cracks at a specific time. In the work, all the mentioned models were developed and based on it proposed the method for service life prediction of the riveted joints that takes into account the load of particular structure. To test the efficiency of the developed method, it was carried out fatigue tests of model specimens with many stress concentrators to simulate multiple site damage in which the methods of experimental data obtaining on the initiation and propagation of fatigue cracks were used for greater reliability of the results. During the test special techniques to obtain experimental data on the initiation and propagation of fatigue cracks without stopping the test were used to increase the reliability of the data and to achieve better repeatability of the results. The main scientific results are: it is theoretically and experimentally confirmed that the probabilistic distribution of the fatigue cracks length in case of multiple site damage is in accordance with the Pareto’s law and based on this, a new mathematical model of the stochastic nature of fatigue cracks length formation was developed, taking into account their random initiation and growth; a probabilistic model of counter fatigue cracks coalescence is developed with the assumption that the length of these cracks conforms to the Pareto’s distribution; the mathematical model of multiple site damage has been developed and based on it the method for life prediction and reliability determination of aviation structures riveted joints for multiple site damage is proposed. The practical significance of the work is the author have obtained analytical dependencies of the resource distribution function, determination of the boundary state probability and probability of riveted joint failure-free operation; the method for the service life prediction and reliability determination of aircraft structure riveted joints in case of multiple site damage has been developed, that allow to prevent the failure of the structure and set a cost-effective inspection period; method for experimental studies of multiple site damage and measuring the length of fatigue cracks in specimens with many concentrators is proposed and tested, that allow to obtain the data of experiments simultaneously on many cracks without stopping the tests, thus increases their accuracy. The results of the scientific research of the thesis are implemented into the educational process in National Aviation University and main practical results of the work were implemented at ANTONOV Company in the production of transport aircrafts to improve the accuracy of prediction the fatigue cracks initiation and propagation in panels with riveted joints and determine their reliability and load bearing capacity.