Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета

При циклическом нагружении самолетных конструкций в заклепочных соединениях образуются и развиваются трещины усталости, что может привести к снижению остаточной прочности и внезапному обширному разрушению (Widespread Fatigue Damage – WFD). Источником WFD является многоочаговое повреждение (Multi S...

Повний опис

Збережено в:

Бібліографічні деталі
Дата:	2013
Автори:	Игнатович, С.Р., Каран, Е.В., Краснопольский, В.С.
Формат:	Стаття
Мова:	Russian
Опубліковано:	Фізико-механічний інститут ім. Г.В. Карпенка НАН України 2013
Назва видання:	Фізико-хімічна механіка матеріалів
Онлайн доступ:	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/135792
Теги:	Додати тег Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
Назва журналу:	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
Цитувати:	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета / С.Р. Игнатович, Е.В Каран, В.С. Краснопольский, // Фізико-хімічна механіка матеріалів. — 2013. — Т. 49, № 2. — С. 109-115. — Бібліогр.: 12 назв. — рос.

Репозитарії

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine

id	irk-123456789-135792
record_format	dspace
spelling	irk-123456789-1357922018-06-16T03:11:36Z Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета Игнатович, С.Р. Каран, Е.В. Краснопольский, В.С. При циклическом нагружении самолетных конструкций в заклепочных соединениях образуются и развиваются трещины усталости, что может привести к снижению остаточной прочности и внезапному обширному разрушению (Widespread Fatigue Damage – WFD). Источником WFD является многоочаговое повреждение (Multi Site Damage – MSD), для описания которого используют статистические методы. Так как длина трещины при MSD ограничена расстоянием между соседними отверстиями, для прогнозирования предельного состояния в ряду заклепок необходимо знать распределение размера усталостных трещин, которое можно получить по распределению времени наработки (количества полетных циклов) до образования трещины, учитывая зависимость длины трещины от числа полетных циклов. Найдена формула для распределения длины трещин при заданном количестве полетов реальной самолетной конструкции. По значениям параметров образования и роста дефектов выявлено, что такое распределение можно аппроксимировать степенной функцией гиперболического типа. За циклічного навантаження конструкцій літаків у заклепкових з’єднаннях утворюються та розповсюджуються тріщини втоми, що може знизити залишкову міцність і зумовити раптове розповсюдження руйнування (Widespread Fatigue Damage – WFD). Джерелом WFD є багатоосередкове пошкодження (Multi Site Damage – MSD), для опису якого використовують статистичні методи. Оскільки довжина тріщини під час MSD обмежена відстанню між сусідніми отворами, для прогнозування граничного стану в ряду заклепок необхідно знати розподіл розміру втомних тріщин, який можна отримати за розподілом часу напрацювання (кількості польотних циклів) до утворення тріщини, враховуючи залежність довжини тріщини від кількості польотних циклів. Одержана формула для розподілу довжини тріщин, коли задана кількість польотів реальної конструкції літака. За значеннями параметрів утворення та росту дефектів виявлено, що такий розподіл можна апроксимувати степеневою функцією гіперболічного типу. Fatigue cracks are initiated and grow in a riveted joint of aircraft structures under cyclic loading that can lead to a decrease of residual strength and to sudden widespread fatigue damage (WFD). A Multiple Site Damage (MSD) is a source of WFD and the statistical methods are used for its description. As the crack length in MSD is limited by the distance between the adjacent holes it is necessary for the prediction of the boundary state in the rivets row to have fatigue crack size probability distribution. In the given work it is shown how such distribution can be obtained on the basis of probability distribution of life (a number of flight cycles) to fatigue crack initiation, taking into account the dependence of crack length on a number of cycles. The formula for crack length density distribution for a given value of service time of a real aircraft structure is obtained. With the use of numerical values of parameters of defects initiation and growth it is found that the given distribution can be approximated by the power function of hyperbolic type. 2013 Article Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета / С.Р. Игнатович, Е.В Каран, В.С. Краснопольский, // Фізико-хімічна механіка матеріалів. — 2013. — Т. 49, № 2. — С. 109-115. — Бібліогр.: 12 назв. — рос. 0430-6252 http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/135792 620.178.2(045) ru Фізико-хімічна механіка матеріалів Фізико-механічний інститут ім. Г.В. Карпенка НАН України
institution	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection	DSpace DC
language	Russian
description	При циклическом нагружении самолетных конструкций в заклепочных соединениях образуются и развиваются трещины усталости, что может привести к снижению остаточной прочности и внезапному обширному разрушению (Widespread Fatigue Damage – WFD). Источником WFD является многоочаговое повреждение (Multi Site Damage – MSD), для описания которого используют статистические методы. Так как длина трещины при MSD ограничена расстоянием между соседними отверстиями, для прогнозирования предельного состояния в ряду заклепок необходимо знать распределение размера усталостных трещин, которое можно получить по распределению времени наработки (количества полетных циклов) до образования трещины, учитывая зависимость длины трещины от числа полетных циклов. Найдена формула для распределения длины трещин при заданном количестве полетов реальной самолетной конструкции. По значениям параметров образования и роста дефектов выявлено, что такое распределение можно аппроксимировать степенной функцией гиперболического типа.
format	Article
author	Игнатович, С.Р. Каран, Е.В. Краснопольский, В.С.
spellingShingle	Игнатович, С.Р. Каран, Е.В. Краснопольский, В.С. Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета Фізико-хімічна механіка матеріалів
author_facet	Игнатович, С.Р. Каран, Е.В. Краснопольский, В.С.
author_sort	Игнатович, С.Р.
title	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета
title_short	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета
title_full	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета
title_fullStr	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета
title_full_unstemmed	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета
title_sort	вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета
publisher	Фізико-механічний інститут ім. Г.В. Карпенка НАН України
publishDate	2013
url	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/135792
citation_txt	Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета / С.Р. Игнатович, Е.В Каран, В.С. Краснопольский, // Фізико-хімічна механіка матеріалів. — 2013. — Т. 49, № 2. — С. 109-115. — Бібліогр.: 12 назв. — рос.
series	Фізико-хімічна механіка матеріалів
work_keys_str_mv	AT ignatovičsr veroâtnostnoeraspredeleniedlinustalostnyhtreŝinvzaklepočnyhsoedineniâhsamoleta AT karanev veroâtnostnoeraspredeleniedlinustalostnyhtreŝinvzaklepočnyhsoedineniâhsamoleta AT krasnopolʹskijvs veroâtnostnoeraspredeleniedlinustalostnyhtreŝinvzaklepočnyhsoedineniâhsamoleta
first_indexed	2025-07-10T00:07:49Z
last_indexed	2025-07-10T00:07:49Z
_version_	1837216378934788096
fulltext	109 Ô³çèêî-õ³ì³÷íà ìåõàí³êà ìàòåð³àë³â. – 2013. – ¹ 2. – Physicochemical Mechanics of Materials УДК 620.178.2(045) ВЕРОЯТНОСТНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДЛИН УСТАЛОСТНЫХ ТРЕЩИН В ЗАКЛЕПОЧНЫХ СОЕДИНЕНИЯХ САМОЛЕТА С. Р. ИГНАТОВИЧ, Е. В. КАРАН, В. С. КРАСНОПОЛЬСКИЙ Национальный авиационный университет, Киев При циклическом нагружении самолетных конструкций в заклепочных соединениях образуются и развиваются трещины усталости, что может привести к снижению ос- таточной прочности и внезапному обширному разрушению (Widespread Fatigue Da- mage – WFD). Источником WFD является многоочаговое повреждение (Multi Site Damage – MSD), для описания которого используют статистические методы. Так как длина трещины при MSD ограничена расстоянием между соседними отверстиями, для прогнозирования предельного состояния в ряду заклепок необходимо знать рас- пределение размера усталостных трещин, которое можно получить по распределе- нию времени наработки (количества полетных циклов) до образования трещины, учитывая зависимость длины трещины от числа полетных циклов. Найдена формула для распределения длины трещин при заданном количестве полетов реальной само- летной конструкции. По значениям параметров образования и роста дефектов выяв- лено, что такое распределение можно аппроксимировать степенной функцией ги- перболического типа. Ключевые слова: многоочаговое повреждение, авиационная конструкция, уста- лостные тещины, образование и рост трещин, распределение длины трещин. Безопасность авиационных конструкций по условиям прочности обеспечи- вают, руководствуясь традиционным принципом “безопасного ресурса” или сов- ременными концепциями “допустимости повреждения” и “безопасности разру- шения (повреждения)” [1]. В нормативных требованиях акцентируется, что при анализе допустимости повреждений следует брать во внимание возможное появ- ление многоочагового повреждения от усталости, учитывая скорость развития повреждений (трещин), надежность их обнаружения при эксплуатации, а также ожидаемое взаимное расположение мест их возникновения [1, 2]. В противном случае суммарная допустимая наработка контролируемых критических мест кон- струкции (деталей, долговечность и эксплуатационная живучесть которых опре- деляют уровень безопасности по условиям прочности конструкции в целом) не должна превышать половины полной долговечности при лабораторных испыта- ниях на усталость [1]. Таким образом, многоочаговое повреждение (Multiple Site Damage – MSD) – один из определяющих факторов при оценке прочности, на- дежности и долговечности авиационных конструкций. MSD определяют как сос- тояние конструкции, поврежденной множественными усталостными трещинами [1, 3]. Как правило, такому повреждению подвергаются элементы самолетов, имеющие большое количество отверстий под заклепочные соединения, которые расположены в ряд и являются потенциальными источниками зарождения тре- щин усталости из-за концентрации напряжений. При этом, даже при относитель- но небольших размерах таких трещин возникает опасность быстрого разрушения перемычек между соседними отверстиями, особенно при встречном росте и объе- динении. Следует отметить актуальность проблемы MSD при оценке работоспо- Контактна особа: С. Р. ИГНАТОВИЧ, e-mail: ignatovich@nau.edu.ua 110 собности, назначении периодичности осмотров и прогнозировании остаточной прочности стареющего парка самолетов [4, 5]. Из-за большого количества закле- почных соединений в конструкциях современных летательных аппаратов вполне очевидно, что оценивать показатели их остаточной прочности и надежности нуж- но в вероятностном аспекте. В настоящее время для статистических оценок показателей MSD в заклепоч- ных соединениях самолетных конструкций используют несколько подходов. На- пример, методология, принятая в компании Airbus, основана на моделировании процессов зарождения, роста и объединения трещин в заклепочных соединениях методом Монте–Карло [3]. Она позволяет прогнозировать временные характе- ристики повреждаемости: наработку до появления трещин в каждом отверстии под заклепку, продолжительность роста трещин, долговечность соединения до разрушения перемычек между отверстиями (как вследствие роста одной трещи- ны, так и объединения распространяющихся навстречу друг другу трещин от со- седних отверстий) [6–8]. Однако при этом не учитывается размерная неоднород- ность повреждений, случайная природа которой обусловлена разбросом времени до образования дефектов и случайной скоростью их распространения. В норма- тивных требованиях отмечено, что при отсутствии информации о размерной не- однородности трещин при MSD “…рекомендуется (в запас надежности) при оп- ределении предельного состояния принимать одинаковый размер повреждения в каждом из идентичных очагов” [1]. Однако нет рекомендаций о выборе этого размера, что может привести как занижению, так и к завышению ресурсных по- казателей конструкций. В настоящей работе предложен подход к оценке статистического распреде- ления длины трещин при MSD, которые случайно образуются в отверстиях за- клепочных соединений самолетных конструкций. Исходные предпосылки и положения. Рассмотрим участок соединения внахлест обшивки фюзеляжа самолета рядом из 50 заклепок (рис. 1а). Влиянием самих заклепок на образование и распространение трещин пренебрегаем, а про- цесс повреждаемости отождествляем с образованием и распространением тре- щин из отверстий радиусом r = 2 mm, которые являются концентраторами на- пряжения (рис. 1b). Данные о конструктивных особенностях соединения, а также числовые значения параметров MSD известны [5]. Вполне очевидно, что в отверстиях трещины зарождаются в случайные мо- менты времени. Размер начальной трещины a0 зависит от надежности ее регист- рации и, в общем случае, является случайной величиной с определенным зако- ном распределения [9]. Принимаем, что параметр a0 детерминированный и для рассматриваемой конструктивной схемы составляет 1,27 mm [5]. В самолетных конструкциях время до образования усталостной трещины на- чальной длины a0 (time to crack initiation – TTCI) обычно описывают двухпара- метрическим распределением Вейбулла [9]: 0 0( ) 1 expc N F N α⎡ ⎤⎛ ⎞⎢ ⎥= − −⎜ ⎟β⎢ ⎥⎝ ⎠⎣ ⎦ , (1) где Fc(N0) – функция распределения числа полетных циклов N0 до образования усталостной трещины; α – параметр формы; β – параметр масштаба. Для алюми- ниевых сплавов обычно принимают α = 4 [5]. Параметр масштаба β зависит от усталостного ресурса самолета, закладываемого при проектировании для задан- ного уровня надежности, и в условиях инициирования усталостной трещины в алюминиевых конструкциях самолета Dassault Falcon 900 (проектный ресурс ко- торого равен 20000 полетам с учетом минимального уровня надежности 0,95) его 111 значение выбирают как удвоенное значение проектного ресурса, т.е. β = 40000 полетам [5]. Рис. 1. Заклепочное соединение обшивки фюзеляжа вдоль стрингера L4 и между шпангоутами C8–С10 самолета Dassault Falcon 900 (а) и схема нагружения элемента обшивки у отверстия (b); r = 2 mm; l = 20 mm [5]. Fig. 1. Riveted joint of fuselage skin along stringer L4 and between ribs C8–С10 of Dassault Falcon 900 plane (а) and loading chart of the skin element at the hole (b); r = 2 mm; l = 20 mm [5]. После образования трещина начинает распространяться со скоростью, для аналитического описание которой используют уравнения различных видов [9]. Принимаем детерминированный рост трещины со скоростью, описываемой зави- симостью [5] ( )mda C K dN = ∆ , (2) где a – длина трещины, mm; N – число циклов нагружения; C и m – константы материала; ∆K – размах коэффициента интенсивности напряжений (КИН) в цик- ле, для определения которого используем формулу [5] ( )K aY a∆ = ∆σ π , (3) где ∆σ – размах номинальных напряжений в цикле, МРа; ( )Y a – геометрическая функция коррекции. Материал обшивки – алюминиевый сплав 2024-T3 CLAD, предел текучести σY = 300 МРа; С = 1,4227·10–11; m = 3,59 [5]. Размах номинальных напряжений для рассматриваемой конструкции опре- деляется переменными нагрузками на фюзеляж от перепада давления в полетном цикле (земля–крейсерская высота–земля), а также аэродинамическими воздей- ствиями и нагрузками при посадке. Сложнонапряженное состояние элемента об- шивки у отверстия представлено [5] как одноосное (рис. 1b), для которого, с уче- том поправок на комплексное воздействие эксплуатационного нагружения, при- нято ∆σ = 137,9 МРа. Для пластины с отверстием радиуса r , из которого растет трещина длиной a (рис. 1b), параметр [5] ( ) 1 2,36exp 2,08 aY a r ⎡ ⎤⎛ ⎞= + −⎢ ⎥⎜ ⎟ ⎝ ⎠⎣ ⎦ . (4) Уравнение (4) описывает влияние на КИН в вершине трещины поля повы- шенного напряжения из-за эффекта концентрации. Из него следует, что воздейст- вие зоны концентрации напряжений на КИН заканчивается при / 2a r ≅ , когда 112 ( ) 1Y a → . В нашем случае это соответствует длине трещины a = 4 mm. Таким об- разом, трещина от начального размера a0 = 1,27 mm (Y(a0) = 1,63) до a = 4 mm растет в поле повышенных напряжений. Следует отметить, что увеличение на- пряжений для трещины размером a > 4 mm может обусловить и перераспределе- ние нагрузки, вызванное уменьшением несущей площади сечения вдоль закле- почного соединения из-за наличия в нем определенного количества трещин. По- этому для трещин любой длины принимаем постоянное усредненное значение геометрического фактора Y = 1,3. Модель формирования размерной неоднородности трещин. Интегрируя уравнение (2) с учетом соотношения (3), получаем функциональную зависимость длины трещины от числа полетных циклов: ( ) 2 2 2 2 0 0 2( ) ( ) 2 m mmCa N a Y N N m −− −−⎡ ⎤ ⎢ ⎥= − π ∆σ − −⎢ ⎥⎣ ⎦ . (5) Определим функцию распреде- ления длины трещин F(a; N) для фиксированного числа циклов N при условии, что скорость роста каждой трещины – детерминированная вели- чина, а зависимость ее длины от вре- мени определяется общим для всех трещин соотношением (5). Искомая функция распределе- ния соответствует вероятности со- бытия, когда длина любой трещины, образовавшейся в случайный мо- мент наработки 0N̂ , при фиксиро- ванном 0 ˆN N> будет меньше, чем произвольно выбранное значение а. Такое событие будет выполняться для всех трещин, образующихся после числа полетных циклов 0N : 0 0N̂ N> , где знак “^” обозначает случайную величину (рис. 2). Следовательно, вероятность искомого события определим из распределения времени до образования трещины, задавае- мого функцией (1): { } { }0 0 0 ˆˆ( ; ) ; 1 ( )cF a N P a a N P N N F N= < = > = − , (6) где {}P ⋅ – оператор вероятности события. Из формулы (5) находим число циклов до образования трещины N0, имею- щей после наработки N циклов длину a: 2 2 2 2 0 0 ( 2) 2 ( ) m m m m a a N N C Y − − − −⎛ ⎞ ⎜ ⎟− − ⎜ ⎟ ⎝ ⎠= − π ∆σ . (7) Теперь из выражения (6), с учетом распределения (1), получим искомую функцию распределения: Рис. 2. Схема образования и роста трещин. Fig. 2. Initiation and propagation of a crack (schematically). 113 2 2 2 2 0( 2) 1( ; ) exp 2 ( ) m m m m a a F a N N C Y α − − − − α ⎧ ⎫⎡ ⎤⎛ ⎞⎪ ⎪⎢ ⎥⎜ ⎟− −⎪ ⎪⎢ ⎥⎜ ⎟⎪ ⎪⎝ ⎠⎢ ⎥= − −⎨ ⎬⎢ ⎥β π ∆σ⎪ ⎪⎢ ⎥⎪ ⎪⎢ ⎥⎪ ⎪⎣ ⎦⎩ ⎭ . (8) Дифференцируя выражение (8) по параметру а, находим плотность распре- деления длины трещин при фиксированной наработке N циклов: 12 2 2 2 0 2 2 2 2 2 0 ( 2) ( 2)( ; ) 4 ( ) 2 ( ) ( 2) 1exp . 2 ( ) m m m m m m m m a a mf a N N C Y a C Y m a a N C Y α− − − − − α α − − − − α ⎡ ⎤⎛ ⎞ ⎢ ⎥⎜ ⎟− − ⎢ ⎥⎜ ⎟α − ⎝ ⎠⎢ ⎥= − × ⎢ ⎥β ∆σ π π ∆σ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ ⎣ ⎦ ⎧ ⎫⎡ ⎤⎛ ⎞⎪ ⎪⎢ ⎥⎜ ⎟− −⎪ ⎪⎢ ⎥⎜ ⎟⎪ ⎪⎝ ⎠⎢ ⎥× − −⎨ ⎬⎢ ⎥β π ∆σ⎪ ⎪⎢ ⎥⎪ ⎪⎢ ⎥⎪ ⎪⎣ ⎦⎩ ⎭ (9) Обсуждение результатов. Расчеты, проведенные по формуле (9) с учетом значений входящих в нее параметров, свидетельствуют (рис. 3, символы), что при различных N распределение длины трещин (для a > a0) описывают функции гиперболического типа (рис. 3, линии): ( ) Af a aγ = , (10) где А и γ – постоянные, значения которых получены при аппроксимации рас- четных данных и приведены в таблице. Рис. 3. Плотность распределения длины трещин в заклепочном соединении при заданном числе полетных циклов N: – N = 20000; – 30000; – 40000. Fig. 3. Density of crack length distribution in a riveted joint under given number of flights N: – N = 20000; – 30000; – 40000. 114 Значения коэффициентов в формуле (10) для различного количества полетных циклов Количество полетов N A γ Коэффициент корреляции R2 20000 3,02⋅10–6 2,53 0,9969 25000 3,47⋅10–5 2,26 0,9976 30000 1,61⋅10–4 2,09 0,9986 35000 4,4⋅10–4 1,99 0,9996 40000 9,68⋅10–4 1,89 0,9999 Расcчитывали в интервале наработки от 20000 полетов (проектный ресурс) до 40000 полетных циклов (значение параметра масштаба β). Согласно формуле (1) при N = 20000 вероятность образования трещины равна 0,0606, что для 50 от- верстий и, соответственно, для 100 потенциальных мест зарождения трещин оз- начает наличие только шести дефектов. При N = 40000 в конструкции может быть уже 63 трещины. Следует отметить, что распределение длины трещин (рис. 3) со- ответствует гиперболическому типу распределения размера для рассеянных де- фектов, полученного на основании предпосылок о случайной скорости их линей- ного роста [10, 11]. Кроме этого, функция (10) отвечает степенному распределе- нию длины трещин, приведенному ранее [12], где показатель степени γ определя- ли через показатель b обобщенной функции Гуттенберга–Рихтера. ВЫВОДЫ На примере заклепочного соединения конкретного типа самолета изложен подход к определению распределения длины трещин при многоочаговом по- вреждении (MSD) в фиксированный момент циклической наработки. Исходными параметрами при этом являются: распределение времени (числа циклов) до обра- зования трещины заданной начальной длины и закон роста усталостной трещи- ны. Полученное распределение длины трещин можно использовать для оценки предельного состояния самолетных конструкций при MSD. РЕЗЮМЕ. За циклічного навантаження конструкцій літаків у заклепкових з’єднан- нях утворюються та розповсюджуються тріщини втоми, що може знизити залишкову міц- ність і зумовити раптове розповсюдження руйнування (Widespread Fatigue Damage – WFD). Джерелом WFD є багатоосередкове пошкодження (Multi Site Damage – MSD), для опису якого використовують статистичні методи. Оскільки довжина тріщини під час MSD об- межена відстанню між сусідніми отворами, для прогнозування граничного стану в ряду заклепок необхідно знати розподіл розміру втомних тріщин, який можна отримати за роз- поділом часу напрацювання (кількості польотних циклів) до утворення тріщини, врахо- вуючи залежність довжини тріщини від кількості польотних циклів. Одержана формула для розподілу довжини тріщин, коли задана кількість польотів реальної конструкції літа- ка. За значеннями параметрів утворення та росту дефектів виявлено, що такий розподіл можна апроксимувати степеневою функцією гіперболічного типу. SUMMARY. Fatigue cracks are initiated and grow in a riveted joint of aircraft structures under cyclic loading that can lead to a decrease of residual strength and to sudden widespread fatigue damage (WFD). A Multiple Site Damage (MSD) is a source of WFD and the statistical methods are used for its description. As the crack length in MSD is limited by the distance between the adjacent holes it is necessary for the prediction of the boundary state in the rivets row to have fatigue crack size probability distribution. In the given work it is shown how such distribution can be obtained on the basis of probability distribution of life (a number of flight cycles) to fatigue crack initiation, taking into account the dependence of crack length on a number of cycles. The formula for crack length density distribution for a given value of service time of a real aircraft structure is obtained. With the use of numerical values of parameters of 115 defects initiation and growth it is found that the given distribution can be approximated by the power function of hyperbolic type. 1. Метод определения соответствия к АП 25.571. “Обеспечение безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации”. – М.: Минтранс, 1996. − 29 с. 2. Авиационные правила. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. − М.: Летно-иссл. ин-т им. М. М. Громова, 1994. − Ч. 25. – 321 с. 3. Recommendations for regulatory action to prevent widespread fatigue damage in the commercial airplane fleet: a report of the AAWG (Final Report) // Airworthiness Assurance Working Group. – 1999 – 162 p. Режим доступа: http://www.faa.gov/aircraft/air_cert/design_approvals/transport/aging_aircraft/media/ARAC _ WFDFinalReport399A.pdf 4. Boller C. Structural health management of ageing aircraft and other infrastructure // Monogr. on Structural Health Monitoring. – India, Bangalore: Institute of Smart Structures and Systems (ISSS), 2002. − P. 1–59. Режим доступа: http://www.shef.ac.uk/content/1/c6/06/05/89/ Boller_Monogram[1].pdf 5. Rambalakos A. and Deodatis G. Non-periodic inspection of aging aircraft structures // Proc. 9th Joint FAA/DoD/NASA Conf. on Aging Aircraft. – Atlanta, GA, March 6–9, 2006. – P. 1−18. Режим доступа: http://www.ewp.rpi.edu/hartford/~ernesto/S2007/SMRE/Zpapers/Rambalakos.pdf 6. Kebir A., Roelandt J. M., and Gaudin J. W. Monte-Carlo simulations of life expectancy using the dual boundary element method // Engnng. Fract. Mech. − 2001. − 68, № 12 – P. 1371–1384. 7. Proppe C. Probabilistic analysis of multi-site damage in aircraft fuselages // Comput. Mech. – 2003. − 30. − P. 323 − 329. 8. Garcia A. N., Mello Jr. A.W.S., and Irving P. E. Simplifying MSD modelling by using con- tinuing damage assumption and parametric study: the role of rivet squeeze force // Proc. 26th Congress of Int. Council of the Aeronautical Sciences. – USA, Anchorage, A., September 14–19, 2008. − P. ICAS 2008-9.8.1 Режим доступа: http://www.icas.org/ICAS_ARCHIVE_CD1998-2010/ICAS2008/PAPERS/521.PDF 9. White P. Review of methods and approaches for the structural risk assessment of aircraft (Technical Report) // Air Vehicles Division Defence Science and Technology Organisation. – DSTO – TR – 1916; – 2006. – P. 65. Режим доступа: http://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?AD=ada462955 10. Игнатович С. Р. Распределение размеров дефектов при нагружении // Проблемы проч- ности. – 1990. – № 9. – С. 40–45. 11. Игнатович С. Р., Нинасивинча Сото Ф. Ф. Стохастическая модель формирования не- однородности размеров рассеянных трещин. Сообщ. 1. Стационарный рост трещин // Там же. – 1999. – № 3. – С. 104–113. 12. Карпинтери А., Лачидонья Дж., Пуцци С. Прогноз развития трещин в полномасштаб- ных конструкциях на основе анализа показателя b и статистики Юла // Физ. мезомеха- ника. – 2008. – 11.3. – С. 75–87. Получено 18.12.2012

Вероятностное распределение длин усталостных трещин в заклепочных соединениях самолета

Репозитарії

Схожі ресурси