Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації
Обґрунтовано необхідність врахування деградації конструкційних матеріалів при оцінюванні залишкового ресурсу елементів авіаконструкцій після довготривалої експлуатації. Подано результати дослідження деградації властиво- стей алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 обшивки крила літака Ан-12 після експл...
Saved in:
| Published in: | Техническая диагностика и неразрушающий контроль |
|---|---|
| Date: | 2013 |
| Main Authors: | , , , , , |
| Format: | Article |
| Language: | Ukrainian |
| Published: |
Інститут електрозварювання ім. Є.О. Патона НАН України
2013
|
| Subjects: | |
| Online Access: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/101896 |
| Tags: |
Add Tag
No Tags, Be the first to tag this record!
|
| Journal Title: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Cite this: | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації / О.П. Осташ, Д.С. Ківа, В.М Учанін., О.І. Семенець, І.М. Андрейко, Ю.В. Головатюк // Техническая диагностика и неразрушающий контроль. — 2013. — № 2. — С. 15-22. — Бібліогр.: 40 назв. — укр. |
Institution
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| _version_ | 1859793634601205760 |
|---|---|
| author | Осташ, О.П. Ківа, Д.С. Учанін, В.М. Семенець, О.І. Андрейко, І.М. Головатюк, Ю.В. |
| author_facet | Осташ, О.П. Ківа, Д.С. Учанін, В.М. Семенець, О.І. Андрейко, І.М. Головатюк, Ю.В. |
| citation_txt | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації / О.П. Осташ, Д.С. Ківа, В.М Учанін., О.І. Семенець, І.М. Андрейко, Ю.В. Головатюк // Техническая диагностика и неразрушающий контроль. — 2013. — № 2. — С. 15-22. — Бібліогр.: 40 назв. — укр. |
| collection | DSpace DC |
| container_title | Техническая диагностика и неразрушающий контроль |
| description | Обґрунтовано необхідність врахування деградації конструкційних матеріалів при оцінюванні залишкового ресурсу
елементів авіаконструкцій після довготривалої експлуатації. Подано результати дослідження деградації властиво-
стей алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 обшивки крила літака Ан-12 після експлуатації впродовж 40 років, яка
проявляється, у першу чергу, у зниженні їх пластичності (відносного видовження δ) і характеристик циклічної
тріщиностійкості (порога втоми ΔKth і циклічної в’язкості руйнування ΔKfc). Показано, що зниження механічних
характеристик цих сплавів пов’язане зі змінами їх тонкої структури і мікромеханізмів руйнування, які залежать від
навантаженості різних зон крила. Встановлено, що за зміною питомої електропровідності деградованих сплавів
можна виконувати достовірний моніторинг цього процесу. Представлено прилади для вихрострумового неруйнів-
ного контролю деградації структури і механічних характеристик алюмінієвих сплавів. Констатовано, що необхідно
створювати нову базу даних про кореляційні залежності механічних і фізичних характеристик конструкційних
алюмінієвих сплавів після тривалої експлуатації, оскільки наявні довідникові дані, отримані для термооброблених
сплавів у стані постачання, для цього непридатні.
The need to take into account the degradation of structural materials at evaluation of residual life of aircraft structure elements after
long-term service is substantiated. Results of investigations of degradation of properties of aluminium alloys of D16 and V95 type
in wing sheath of AN-12 plane after 40 years of service are given. Degradation is manifested, primarily, in lowering of their ductility
(relative elongation δ) and cyclic crack resistance characteristics (fatigue limit ΔKth and cyclic fracture toughness ΔKIc). It is shown that
lowering of mechanical characteristics of these alloys is related to changes of their fi ne structure and fracture micromechanisms, which
depend on load level of various wing zones. It is established that change of specifi c electric conductivity of degraded alloys allows
performance of reliable monitoring of this process. Instruments for eddy current non-destructive monitoring of structure degradation
and mechanical characteristics of aluminium alloys are presented. The need to create a new data base on correlation dependencies of
mechanical and physical characteristics of structural aluminium alloys after long-term service is stated, as the available data derived
for heat-treated alloys in as-delivered condition, are unfi t for this purpose.
|
| first_indexed | 2025-12-02T12:16:51Z |
| format | Article |
| fulltext |
15ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
УДК 620.179.14: 629.7
ДІАГНОСТИКА ТЕХНІЧНОГО СТАНУ АВІАКОНСТРУКЦІЙ
ПІСЛЯ ДОВГОТРИВАЛОЇ ЕКСПЛУАТАЦІЇ
О. П. ОСТАШ1, Д. С. КІВА2, В. М. учАНІН1, О. І. СЕМЕНЕЦЬ2, І. М. АНДРЕйКО1, Ю. В. ГОЛОВАТЮК1
1Фізико-механічний ін-т ім. Г.В. Карпенка НАН України, 79060, м. Львів, вул. Наукова 5.
E-mail:pminasu@imp.lviv.ua
2ДП «АНТОНОВ»,03062, м. Київ, вул. Туполєва, 1. E-mail:info@antonov.com
Обґрунтовано необхідність врахування деградації конструкційних матеріалів при оцінюванні залишкового ресурсу
елементів авіаконструкцій після довготривалої експлуатації. Подано результати дослідження деградації властиво-
стей алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 обшивки крила літака Ан-12 після експлуатації впродовж 40 років, яка
проявляється, у першу чергу, у зниженні їх пластичності (відносного видовження δ) і характеристик циклічної
тріщиностійкості (порога втоми ΔKth і циклічної в’язкості руйнування ΔKfc). Показано, що зниження механічних
характеристик цих сплавів пов’язане зі змінами їх тонкої структури і мікромеханізмів руйнування, які залежать від
навантаженості різних зон крила. Встановлено, що за зміною питомої електропровідності деградованих сплавів
можна виконувати достовірний моніторинг цього процесу. Представлено прилади для вихрострумового неруйнів-
ного контролю деградації структури і механічних характеристик алюмінієвих сплавів. Констатовано, що необхідно
створювати нову базу даних про кореляційні залежності механічних і фізичних характеристик конструкційних
алюмінієвих сплавів після тривалої експлуатації, оскільки наявні довідникові дані, отримані для термооброблених
сплавів у стані постачання, для цього непридатні.
К л ю ч о в і с л о в а : елементи авіаконструкцій, тривала експлуатація, деградація матеріалів, структура, механічні
характеристики, структуроскопія, вихрострумовий метод
Безпечне відпрацювання призначених ресур-
сів літаків та їх продовження після довготрива-
лої експлуатації – це актуальна науково-техніч-
на і економічно важлива проблема. Призначений
термін служби, тобто календарна тривалість екс-
плуатації літака, при досягненні якої її слід при-
пиняти незалежно від його стану, для літаків типу
«Антонов» становить 40 тис. год (без заміни ча-
стин планера), у тому числі до появи тріщин – 30
тис. го. При цьому економічно вигідний техніч-
ний ресурс з ремонтом і заміною окремих частин
планера становить 60 тис. год. Тобто приблиз-
но половину технічного ресурсу літак повинен
гарантовано експлуатуватися без пошкоджень,
а решту – з допустимими пошкодженнями еле-
ментів конструкцій та їх заміною під час ремон-
ту. При цьому пошкодження допускають, у першу
чергу, в конструкції крила і фюзеляжу, які най-
більше сприймають експлуатаційні впливи. Тому
можна суттєво продовжити тривалість експлуата-
ції авіаконструкцій, встановлену на стадії проек-
тування, яку визначали за принципом безпечного
ресурсу, котрий не допускає виникнення пошко-
джень. Це зумовило новий підхід до визначення
ресурсу літаків за принципом допустимої пошко-
джуваності (damage tolerance concept) або підви-
щеної живучості [1]. Тоді особливого значення на-
бувають розрахунки безпечної пошкоджуваності
конструкції літака, які у першу чергу ґрунтуються
на методах механіки руйнування.
Механіка руйнування авіаконструкцій і де-
градація конструкційних матеріалів. Визначаючи
технічний стан і залишковий ресурс авіаконструк-
цій під час тривалої експлуатації, необхідно роз-
різняти поняття деградації елементів конструкцій і
конструкційних матеріалів [1]. Деградація елемента
конструкції – це накопичення корозійних (загальна,
локальна і міжкристалітна корозія) та механічних і
корозійно-механічних дефектів (макротріщин), які
зумовлюють падіння його несучої здатності. Оціню-
ють це явище засобами дефектоскопії, тобто вста-
новлюють місцезнаходження, кількість і розміри
дефектів. Надалі деякі з них усувають під час ремон-
ту, а інші враховують, визначаючи напружено-де-
формований стан елемента конструкції з дефектами
(тріщинами) і його ресурс за вихідними ( як на ста-
дії проектування) механічними характеристиками
конструкційних матеріалів. Саме такий підхід пере-
важно використовують на даний час для оцінюван-
ня довговічності старіючих літаків (aging aircraft) за
кордоном [2, 3] і в Україні [4, 5].
Проте залежно від технології виробництва
матеріалів і умов експлуатації їх характеристи-
ки можуть змінюватися, відбувається деградація
матеріалів – зміна під час тривалої експлуатації
їх вихідного структурно-фазового стану і мікро-
структурна пошкоджуваність (утворення вакан-
сій, пор, скупчень дислокацій, мікротріщин), які
знижують функціональні (службові) характери-
стики конструкційних матеріалів. Сьогодні це
© О. П. Осташ, Д. С. Ківа, В. М. Учанін, О. І. Семенець, І. М. Андрейко, Ю. В. Головатюк, 2013
16 ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
практично не враховують під час встановлення
залишкового ресурсу елементів авіаконструкцій.
Однак його можна надійно оцінити тільки на ос-
нові характеристик міцності, витривалості і трі-
щиностійкості, що властиві матеріалам у заданий
момент часу їх служби. Тому для розрахунку не-
обхідно знати значення поправочних коефіцієн-
тів, за якими встановлюють, наскільки змінилися
ці характеристики порівняно з вихідними (у ста-
ні постачання) властивостями матеріалу. В літера-
турі представлено незначну кількість досліджень,
присвячених цьому питанню [6–9].
Деградацію властивостей конструкційних ма-
теріалів можна оцінювати руйнівними і неруйнів-
ними методами. Першими на основі випробувань
так званих зразків-свідків чи зразків, вирізаних з
тривало експлуатованих елементів авіаконструк-
цій на етапі їх капітального ремонту чи знят-
тя з експлуатації, встановлюють істинні ресурс-
ні характеристики матеріалів. Показано [7], що
найбільше погіршення (тобто чутливість до де-
градації) демонструють (рис.1) характеристики
пластичності (відносне видовження δ) і циклічної
тріщиностійкості (номінальний ΔKth і ефективний
ΔKth eff пороги втоми і циклічна в’язкість руйну-
вання ΔKfc) алюмінієвих сплавів типу Д16 (систе-
ма Al-Cu-Mg) і В95 (система Al-Zn-Mg-Cu) – ві-
тчизняних аналогів зарубіжних сплавів типу 2024
і 7075, які є основними матеріалами конструкції
планера літака (фюзеляжа і крил). На підставі ха-
рактеристик циклічної тріщиностійкості можна
оцінити втомну довговічність Nf елементів авіа-
конструкцій [10, 11] і встановити понижувальний
поправочний коефіцієнт [7]
/M f fN Nη = äåãð âèõ
(1)
для розрахунку залишкового ресурсу з урахуван-
ням деградації конструкційних матеріалів.
Однак вказаний вище руйнівний підхід неможли-
во застосовувати під час експлуатації авіаконструк-
цій, де (на відміну, наприклад, від атомної техніки)
не застосовують зразки-свідки. Тому моніторинг їх
експлуатаційної деградації можна проводити лише
неруйнівними методами. Як було відзначено вище,
процес деградації визначається структурно-фазовим
станом і мікроструктурною пошкоджуваністю ма-
теріалів. В результаті такий неруйнівний контроль
можна здійснювати за зміною їх структурно-чутли-
вих фізичних характеристик, використовуючи засо-
би і методи структуроскопії – це встановлення мі-
кроструктурних і механічних параметрів матеріалів
за вимірами питомої електропровідності, коерци-
тивної сили, магнітної проникності, термоелектро-
рушійної сили тощо, ґрунтуючись на кореляційних
залежностях між цими характеристиками матеріа-
лів. Таким чином, структуроскопія відіграє особливу
роль для моніторингу деградації авіаційних матері-
алів і встановлення періодичності контролю авіа-
конструкцій тривалої експлуатації. Оскільки основ-
ні конструкційні матеріали для обшивки фюзеляжу
і крил літаків – це алюмінієві сплави, які є неферо-
магнетиками, то для таких елементів авіаконструк-
цій засоби структуроскопії побудовані на вимірю-
ваннях питомої електропровідності матеріалів.
Структурно-механічна залежність електро-
провідності алюмінієвих сплавів. Фізико-ме-
ханічні властивості металів і сплавів суттєво за-
лежать від ступеня спотворення кристалічної
гратки, кількості наявних в ній дефектів тощо
[12]. Зокрема, питомий електроопір ρ обумов-
лений розсіюванням електронних хвиль на не-
однорідностях кристалів, тобто пов’язаний з
хвильовою природою електронів [12]. Він є обер-
неною величиною до питомої електропровідності:
1 /χ = ρ . Фізична природа електропровідності ви-
значається рухливістю вільних електронів, тому
значення c залежить від площі поверхні Фермі А і
довжини вільного пробігу l електронів [13]:
1lAχ = a , (2)
де 2 3
1 2 / 3e ha = ; h – постійна Планка; е – заряд
електрона.
Параметр l залежить від структури кристаліч-
ної гратки (віддалі між атомами), тому відоме на-
ступне співвідношення [14]:
2dχ = a , (3)
де
2
0
2
0T
e En
mkTV Na = p ; Е – напруженість електрично-
го поля; n0 – кількість вільних електронів в одини-
ці об’єму; m – маса спокою електрона; k –постійна
Рис. 1. Вплив модельної деградації на механічні характери-
стики алюмінієвих сплавів Д16чТ (а) і В95пчТ1 (б) (l – від-
ношення характеристик матеріалу в деградованому і вихід-
ному станах)
17ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
Больцмана; Т – температура; VT – швидкість те-
плового руху електронів; N0 – кількість атомів в
одиниці об’єму; d – період кристалічної гратки.
Під впливом механічних напружень s зміню-
ється період гратки. Показано [15], що в пружній
області деформацій має місце залежність:
K
χ
∆χ = ⋅ ∆s ,
(4)
де Кc – коефіцієнт, залежний від властивостей ма-
теріалу.
При цьому відомо [16], що за впливу пружніх
напружень значення c змінюється на 1…2 %.
Суттєвіші зміни c викликають пружно-плас-
тичні деформації: що вищий рівень пластичної
деформації, то більша електропровідність алюмі-
нієвих сплавів типу 2024 і 7075 [16]. Встановлено
[16], що електропровідність попередньо деформо-
ваних сплавів цього типу після відпалу зростає на
40%. При цьому зростає поздовжня (longitudinal)
складова електропровідності, а поперечна (trans-
verse) складова, навпаки, падає, що зумовлює
малу чутливість під час вимірювань електропро-
відності циліндричними вихрострумовими дава-
чами [16].
Тут треба відзначити, що значне зростання
значення c після відпалу може бути зумовлено
не стільки зниженням механічних напружень, як
структурним фактором. Дійсно, під впливом зов-
нішніх циклічних напружень електропровідність
аустенітної сталі 304 до моменту появи тріщин
знизилась лише на 4 % [17], а алюмінієвого спла-
ву 2024 практично не змінилася. При цьому за
статичного розтягу зразка цього сплава в пружній
області значення c не змінюється, а з переходом в
пружно-пластичну область до руйнування знизи-
лося на 1,7 % [18].
Складна і часто неоднозначна залежність
електропровідності алюмінієвих сплавів типу
Д16 і В95 зафіксована [13, 19-21] залежно від
їх хімічного складу і структурно-фазового
стану після термічної обробки. У вихідному
стані (постачання) структурно-фазовий склад
цих сплавів представляє собою зерна твердого
розчину на основі алюмінію та включення
вторинної фази, які за розміром можна
розділити на три групи [22]: великі (1…100 мкм)
нерозчинні включення типу (Cu, Fe, Mn)Al6,
(Cu, Fe, Mn)3Si2Al15, Al7Cu2Fe, FeAl6, Mg2Si,
які утворюються під час виплавляння за
участі домішок Fe і Si; середні (0,05…0,5мкм)
інтерметаліди типу Al12Mn2Cr, які виділяються
під час гомогенізації виливка; дисперсні
(0,01…0,1 мкм) інтерметаліди типу Al2Cu,
Al2CuMg, Zn3Mg4Al3, MgZn2 – так звані зони
Гіньє–Престона (G.–P.), які зароджуються під час
старіння гартованих сплавів і відіграють основну
роль у їх зміцненні. Електропровідність c таких
сплавів залежить від здатності розсіювати потік
вільних електронів елементами мікроструктури.
Після гартування, коли утворюється пересичений
твердий розчин, за більшого впливу Cr, Mn, Fe,
Ті, Si і меншого впливу Zn, Mg, Cu спостерігають
зменшення значення c порівняно з вихідним
станом. Оскільки розчинені елементи, їх
сегрегації (виділення), дислокації є основними
факторами, які створюють локальні пружно-
пластичні поля і відповідно зумовлюють
розсіювання електронів, це призводить до зростання
електроопору сплавів (падіння c).
Природне старіння. Після витримки на пові-
трі (вилежування) електропровідність загартованих
сплавів зменшується на 10…15 % за зростання міц-
ності і твердості у 1,5…2 рази [13, 23]. Це зумов-
лено зростанням кількості і розмірів зон G.-P., які
ефективно розсіюють електрони. Хоча при цьому
дифузія атомів Zn, Mg і Cu з твердого розчину для
формування цих зон очищає матрицю, що зумовлює
ріст c, але тут переважає вплив зон G.-P.
Штучне старіння. Після витримки загарто-
ваних сплавів за підвищених (100…200 °С) тем-
ператур їх електропровідність підвищується з
ростом температури і часу витримки за рахунок
інтенсивного виходу легувальних елементів з
твердого розчину. При цьому, як правило, зростає
міцність і твердість сплавів після деформаційного
зміцнення матриці когерентними і напівкогерент-
ними зонами G. -P. [13, 23-25].
Перестарювання. За підвищення температу-
ри (> 200 °С) і часу витримки (більше 8–10 год.)
зони G.-P. ростуть, відбувається зрив когерентно-
сті з матрицею, виділення вторинної фази укруп-
нюються, внутрішні напруження падають. Внас-
лідок цього помітно зростає електропровідність
c, оскільки зменшується розсіювання електронів
в кристалічній гратці матриці, і знижується твер-
дість і міцність сплавів [13, 20, 23, 24, 26-28]. При
цьому необхідно відзначити, що при перестарю-
ванні зниження міцності і ріст електропровідності
може супроводжуватись не підвищенням, а зни-
женням пластичності, що пов’язано з виділенням
вторинної фази вздовж меж зерен [23, 26].
RRA-обробка. Ця обробка (retrogression and
re-aging) полягає у витримці сплавів після штуч-
ного старіння в соляній ванні до 45 хв при 200 0С
і повторному штучному старінні, що зумовлює
зміну морфології і властивостей вторинних фаз
та забезпечує підвищення ударної в’язкості і опо-
ру корозійно-механічному руйнуванню під напру-
женням (stress corrosion cracking – SCC). Порівня-
но з традиційно зістареними сплавами типу В95
(7075 і 7079) після RRA-обробки міцність падає, а
електропровідність зростає [29, 30].
18 ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
Повторний нагрів (перегрів). Нагрів терміч-
но зміцнених алюмінієвих сплавів вище певних
температур під час експлуатації чи механічної об-
робки призводить до розпаду твердого розчину,
коагуляції і розчинення вторинних фаз, росту ве-
личини зерна тощо, що зумовлює суттєве знижен-
ня міцності і помітний ріст електропровідності
цих сплавів [13, 24, 31].
Таким чином, аналіз літературних даних пока-
зує, що для термооброблених алюмінієвих сплавів
типу Д16 і В95 у вихідному стані (поставки) для
більшості випадків існує кореляційний зв’язок
(рис. 2, заштриховані області): зниження міцності
та підвищення пластичності супроводжується ро-
стом електропровідності цих сплавів.
Структуроскопія старіючих літаків. Після
деградації сплавів типу Д16 і В95 в лабораторних
умовах, яка моделює вплив термосилових експлуа-
таційних факторів [7, 32, 33], а також після їх дов-
готривалої експлуатації (експлуатаційна деградація)
[34] отримано дані про фізико-механічні властиво-
сті цих сплавів, які якісно протилежні до відомих
літературних даних для термооброблених сплавів
цього типу (рис.2, символи). Після деградації ха-
рактеристики міцності сплавів змінюються мало,
проте суттєво падає відносне видовження. Це су-
проводжується ростом питомої електропровідності
c, а не її зниженням, як це слідує на підставі даних
для термооброблених сплавів (рис. 2, заштрихова-
ні області). Під час тривалої експлуатації структу-
ра сплавів сформована під впливом не тільки тем-
пературного фактору, але й механічних напружень.
Це зумовлює [32, 34] збільшення кількості диспер-
сних інтерметалідів (рис.3, а), мікророзтріскування
дрібних включень вторинної фази (рис. 3, б), змі-
ну густини дислокацій і локального деформовано-
го стану матриці (рис.3, в, г і 3, д, е відповідно), де-
когезію вдовж міжфазних меж інтерметалід-матриця
і розтріскування крупних включень вторинної фази
(рис.3, ж–и). Порівняння результатів досліджень
зразків, вирізаних з обшивок крила в околі нер-
вюри № 14, де діяли мінімальні робочі напруження
(рис.3, в, д), а також в околі нервюри № 2, де дія-
ли максимальні робочі напруження (рис.3, г, е, ж),
переконливо показує негативну роль механічного
фактора. Ці дані, очевидно, пояснюють вищеза-
значене протиріччя у зміні електропровідності
Рис. 2. Залежності границі міцності σВ, відносного видовження δ і питомої електропровідності алюмінієвих сплавів типу Д16
(а, в) і В95(б, г): заштриховані області – літературні дані [13, 19, 21] для термооброблених сплавів; експериментальні дані [7,
32, 34] для сплавів у вихідному стані (символи 1), після модельної (2) та експлуатаційної деградації в зоні нервюр №14 (3),
№12 (4), №4 (5) і №2 (6) нижньої і верхньої обшивок крила літака АН-12 (див. рис. 5)
19ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
і механічних властивостей для деградованих і
термооброблених сплавів типу Д16 і В95.
На специфічну поведінку деградованих алюмі-
нієвих сплавів вказує також наступний факт. Вста-
новлено [27, 30], що схильність до корозійного
розтріскування (SCC) термозміцнених алюмініє-
вих сплавів типу Д16 і В95 менша, коли їх елек-
тропровідність вища. Після тривалої експлуатації
електропровідність c деградованих сплавів цього
типу зростає (рис.2), але їх втомна довговічність
в корозивному середовищі суттєво знижується
[11], інтенсифікується крихкий міжзеренний мі-
кромеханізм їх руйнування (рис.3, и). Таким чи-
ном, сумісна тривала дія механічних напружень
і підвищених температур обумовлює особливу
структуру, значні локальні внутрішні напружен-
ня і визначає особливу механічну поведінку кон-
струкційних алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95
[34]. При цьому (рис. 4) зростає їх схильність до
крихкого руйнування (падає пластичність δ) і зни-
жуються характеристики циклічної тріщиностій-
кості (ΔKth, ΔKfc), які визначають втомну довго-
вічність Nf елементів конструкцій [10], а питома
електропровідність c зростає, що узгоджується з
наведеною вище залежністю (4). Встановлено [7,
11, 32, 34], що падінню порогу втоми ΔKth і втом-
ної довговічності Nf зразків деградованих спла-
вів типу Д16 і В95 у 1,5…2 рази відповідає ріст
питомої електропровідності c на 20…30 % (3…4
МСм/м при точності вимірювання 0,1 МСм/м), що
дає основу для моніторингу деградації конструк-
ційних алюмінієвих сплавів під час тривалої екс-
плуатації неруйнівним методом [35].
Показано [34], що деградаційні процеси зале-
жать від навантаженості зон елементів конструкцій
і відображаються у зміні значення електропровід-
ності c (рис.5). Це вказує на можливість визначен-
ня критичних зон в обшивці планера літака під час
експлуатації чи стендових випробувань на підставі
замірів питомої електропровідності матеріалу.
Засоби структуроскопії неферомагнітних
матеріалів. Відомі методики і засоби вихростру-
мової структуроскопії застосовували переважно
для контролю якості термообробки і змін струк-
тури неферомагнітних матеріалів під час їх ви-
робництва [13]. Для моніторингу експлуатаційної
деградації алюмінієвих сплавів під час довготри-
валої експлуатації літаків розроблено нові вихро-
Рис. 3.Тонка структура (а–ж) і мікрофрактограми (з, и) сплавів типу В95 (а, в, г, ж–и) і Д16 (б, д, е) після модельної (а, б, и)
і експлуатаційної деградації в зоні нервюр № 14 (в, д) і № 2 (г, е–з); з – випроба на повітрі, и – випроба в 3,5 % розчині NaCl
20 ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
струмові вимірювачі питомої електропровідності
типу ВЕП-21 і ВЕП-22 (рис. 6, а), оскільки вимі-
рювання безпосередньо на обшивках літаків по-
трібно проводити через шар захисного лакофар-
бового покриття, а також в критичних зонах біля
заклепкових отворів тощо. Тому принциповою ви-
могою до цих приладів є висока локальність (роз-
дільна здатність) контролю і невелика похибка
при змінах товщини діелектричного покриття (або
повітряного проміжку між давачем і контрольова-
ною металевою поверхнею).
Під час розробки вихрострумових структуро-
скопів ВЕП-21 і ВЕП-22 використано ряд технічних
рішень на основі фазового способу обробки сигна-
лу вихрострумового перетворювача (ВСП), які доз-
волили забезпечити високу точність вимірювання і
зменшити додаткову похибку від зміни зазору між
ВСП і поверхнею об’єкта контролю [36–39]. Прила-
ди забезпечені локальними компенсованими ВСП,
генераторна, вимірювальна і компенсаційна обмот-
ки яких встановлені на феритових осердях діаме-
тром 1,2 і 0,7 мм. Встановлена залежність напруги
на виході фазового детектора приладу UФД від вели-
чини зазору tз за різних режимів настроювання при-
ладу показує (рис. 6, б), що використання нових рі-
шень дозволило повністю заглушити вплив зміни
зазору до 0,5 мм, тобто можна проводити контроль
змін структури матеріалу обшивок літаків без зняття
захисного покриття.
Метрологічне забезпечення цих структуроско-
пів здійснюється за допомогою комплекту ета-
Рис. 4. Залежності відносного видовження (а), порога втоми (б)
і питомої електропровідності (в) деградованих сплавів Д16АТНВ
(1) і В95Т1 (2) від усереднених локальних внутрішніх напру-
жень, визначених через густину дислокацій [34]
Рис. 6. Вихрострумовий вимірювач електропровідності ВЕП-
22 (а) і залежність напруги UФД на виході його фазового де-
тектора від зазору tЗ без відстроювання (1) і з відстроюван-
ням (2) від зазору (б)
Рис. 5. Залежності питомої електропровідності c спла-
вів Д16АТНВ (1) і В95Т1 (2) від експлуатаційних напружень
σекв в околі різних нервюр для нижньої і верхньої обшивок
крила [34]
21ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
лонів (18 атестованих зразків), які відтворюють
ПЕП алюмінієвих сплавів в діапазоні від 14,0 до
37,1 МСм/м [40].
Висновки
На підставі замірів питомої електропровідності
матеріалів вихрострумовим методом можна:
– виявляти критичні зони планера літака (зо-
крема, обшивки фюзеляжа і крил) після тривалої
експлуатації;
– проводити моніторинг деградації конструк-
ційних матеріалів під час тривалої експлуатації;
– визначати поправочні коефіцієнти при розра-
хунку залишкового ресурсу авіаконструкцій з ура-
хуванням експлуатаційної деградації матеріалів.
Необхідно створювати нову базу даних про ко-
реляційні залежності механічних і фізичних харак-
теристик конструкційних алюмінієвих сплавів після
тривалої експлуатації, оскільки наявні довідникові
дані, отримані для термооброблених сплавів у вихід-
ному стані (постачання), для цього непридатні.
Вирішення вище перерахованих задач забезпе-
чують методики і засоби вихрострумового неруй-
нівного контролю, розроблені у Фізико-механіч-
ному інституті ім. Г.В.Карпенка НАН України.
1. Механіка руйнування і міцність матеріалів: Довідн. по-
сібник / Під заг. ред. В.В. Панасюка. – Т.9: Міцність і
довговічність авіаційних матеріалів та елементів кон-
струкцій / О.П. Осташ, В.М. Федірко, В.М. Учанін та ін. /
Під ред. О.П. Осташа, В.М. Федірка. – Львів: СПОЛОМ,
2007. – 1068 с.
2. Vapor phase inhibitors to extend the life of aging aircraft / B.
Bavarian, L. Reiner, H. Yuossefpour, J. Juraga // Corrosion. –
2005, Paper 05329. – P. 1–9.
3. Schijve J. Fatigue damage in aircraft structures, not wonted,
but tolerated? // Int. J. Fatigue. – 2009. – 31. – P. 998–1011.
4. Учанин В. Н., Дереча В. Я. Вихретоковый метод выявле-
ния поверхностных дефектов узлов авиационной техни-
ки в условиях эксплуатации // Техническая диагностика
и неразрушающий контроль. – 2006. – № 4. – С. 20–28.
5. Учанін В.М., Осташ О.П., Дереча В.Я. Роль неруйнів-
ного контролю при реалізації сучасних концепцій без-
печної експлуатації авіаційної техніки // Праці 6-ої нац.
наукю-техн. конф. „Неруйнівний контроль і технічна ді-
агностика” (UkrNDT-2009). – Київ: ІЕЗ ім. Є.О. Патона,
2009. – С. 42–47.
6. Sheuring J. N., Grandt (Jr) A.F. Mechanical properties of air-
craft materials subjected to long periods of service usage //
Transactions ASME. – 1997. – 119, October. – P. 380–386.
7. Осташ О.П., Андрейко І.М., Головатюк Ю.В. Деграда-
ція матеріалів і втомна міцність тривало експлуатованих
авіаконструкцій // Фіз.-хім. механіка матеріалів. – 2006.
– №4. – С. 5–16.
8. Влияние длительной эксплуатации самолетов на свой-
ства материалов их конструкций / Г.И. Нестеренко, В.Н.
Басов, Б.Г. Нестеренко, В.Г. Петрусенко// Проблемы ма-
шиностроения и надежность машин. – 2006. – №4. –
С. 41–50.
9. Nesterenko G. I., Nesterenko B. G. Ensuring structural dam-
age tolerance of Russian aircraft // Int. J. Fatigue. – 2009. –
31. – P. 1054–1061.
10. Осташ О.П. Нові підходи в механіці втомного руйнування //
Фіз.-хім. механіка матеріалів. – 2006. – №1. – С. 13–25.
11. Вплив корозивного середовища на втомну довговічність
деградованих алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 / О.П.
Осташ, І.М. Андрейко, Ю.В. Головатюк, О.І. Семенець //
Там само. – 2008. – № 5. – С. 75–84.
12. Смирнов А. А. Теория электросопротивления сплавов. –
Киев: Изд-во АН УССР, 1960. –148 с.
13. Дорофеев А. Л., Ершов Р. Е. Физические основы элек-
тромагнитной структуроскопии. – Новосибирск: Наука,
1985. –183 с.
14. Берестецкий В. Б., Лившиц Е. М., Питаевский Л. П.
Квантовая электродинамика. – Теоретическая физика в
10 т. – Т.4. – М.: Наука, 1989. – С. 421–422.
15. Пат. на изобретение 2327124 С2 РФ. Неразрушаю-
щий способ определения механических напряжений в
поверхностном слое изделий из металлов и сплавов /
С.Ю. Иванов, Д.В. Васильков, А.Б. Гутнер и др. – Опубл.
20.06.2008, Бюл. № 17.
16. Morozov M., Tian G. Y., Withers Ph. J. Noncontact evalu-
ation of the dependency of electrical conductivity on stress
for various Al alloys as a function of plastic deformation and
annealing // J. Appl. Physics. – 2010. –108, Paper 024909.
– P. 1–9.
17. Пат. № 0083032 А1США. Self-monitoring metals, alloys
and materials / Neil J. Goldfine. – Опубл. 21.04.2005.
18. Rajic N., Burke S. K. and Galea S. C. An experimental
study of the relationship between electrical conductivity
and early fatigue damage in Al 2024 // Technical Note (DS-
TO-TN-0387) of Aeronautical and Maritime Research Labo-
ratory. – 2001. – P. 1–11.
19. Наумов Н. М., Микляев П. Г. Резистомерический нераз-
рушающий контроль алюминиевых деформируемых
сплавов – М.: Металлургия, 1974. – 200 с.
20. Hagemaier D. J. Applications of eddy current testing to air-
frames // Nondestructive Testing Handbook (Second Edi-
tion), Vol.4, Section 14. – American Society for Nondestruc-
tive Testing, 1986. – P. 369–421.
21. Неразрушающий контроль. Справ. в 7 т. / Под. общ. ред.
В.В. Клюєва. Т.2, кн. 2: Вихретоковый контроль / Ю.К.
Федосенко, В.Г. Герасимов, А.Д. Покровський, Ю.Я.
Останин. – М.: Машиностроение, 2003. – С. 340–687.
22. Фриндляндер И. Н. Алюминиевые деформируемые кон-
струкционные сплавы. – М.: Металлургия, 1979. – 208 с.
23. Correlation of strength with hardness and electrical conduc-
tivity for aluminum alloy 7010 / M.A. Salazar, Y.Y. Zhao,
A. Pitman, A. Greene // Materials Science Forum. – 2006. –
519–521. – P. 853–858.
24. Rummel W. D. Characterization and evaluation of 2014 alu-
minum alloy by eddy current conductivity techniques // Ma-
terials Evaluation. – 1966. – XIV, № 6. – P. 322–326.
25. Gür C. H., Yildiz I. Utilization of nondestructive methods
for determining of effect of age-hardening on impact tough-
ness of 2024 Al-Cu-Mg alloy // J. Nondestruct. Evaluation.
– 2008. – 27. – P. 99–104.
26. Microstructural evolution of aluminum alloy 7B04 thick
plate by various thermal treatments / Zh. Li, B. Xiong, Y.
Zhang et al. // Trans. Nonferrous Met. Soc. China. – 2008. –
18. – P. 40–45.
27. Tsai T. C., Chuang T. H. Relationship between electrical con-
ductivity and stress corrosion cracking susceptibility of Al 7075
and Al7475 alloys // Corrosion. – 1996. – 52, №6. – P. 414–416.
28. Starink M. J., Li X. M. A model for the electrical conductiv-
ity of peak-aged and overaged Al-Zn-Mg-Cu alloys // Met-
allurgical and Materials Transactions, Ser. A. – 2003. – 34A,
April. – P. 899–907.
29. Retrogression and re-aging treatment of Al-9,99Zn-1,72Cu-
2,5Mg-0,13Zr aluminum alloy / C. Feng, Zh. Liu, A. Ning et
al. // Trans. Nonferrous Met. Soc. China. – 2006. – 16. – P.
1163–1170.
30. Zaid H. R., Hatab A. M., Ibrahim A. M. A. Properties enhace-
ment of Al-Zn-Mg-Cu alloy by retrogression and re-aging
heat treatment // J. Mining and Metallurgy, Sect. B-Metall.
– 2011. – 47, № 1, – P. 31– 35.
31. Hagemaier D. J. Evaluation of heat damage to aluminum air-
craft structures // Materials Evaluation. –1982. – 40, №9. – P.
962–969.
32. Структурно-фазовий стан і фізико-механічні властиво-
сті деградованих алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 /
22 ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА И НЕРАЗРУШАЮЩИЙ КОНТРОЛЬ, №2, 2013
О.П. Осташ, І.М. Андрейко, Ю.В. Головатюк, Л.Б. Ко-
вальчук // Фіз.-хім. механіка матеріалів. – 2008. – № 6.
– С. 5–11.
33. Пат. 69091 Україна. Спосіб моделювання деградації
конструкційних матеріалів в об’єктах тривалої експлуа-
тації / О.П. Осташ, В.М. Учанін, І.М. Андрейко, Ю.В. Го-
ловатюк. – Опубл. 25.04.2012, Бюл. №8.
34. Вплив тривалої експлуатації на структуру і фізико-меха-
нічні властивості алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 /
О.П. Осташ, І.М. Андрейко, Л.І. Маркашова та ін. // Фіз.-
хім. механіка матеріалів. – 2013. – № 1. – С. 18–27.
35. Пат. 101424 Україна. Вихрострумовий спосіб визначен-
ня ступеня експлуатаційної деградації конструкційних
матеріалів / О.П. Осташ, В.М. Учанін, І.М. Андрейко,
Ю.В. Головатюк. – Опубл. 25.03.13, Бюл. № 6.
36. Пат. 98206 Україна. Спосіб вимірювання електропро-
відності немагнітних матеріалів / В.М. Учанін. – Опубл.
25.04.2012, Бюл. № 28.
37. Пат. 97304 Україна. Вихрострумовий вимірювач пи-
томої електропровідності неферомагнітних матеріалів /
В.М. Учанін, Г.М. Макаров, В.В. Черленевський. – Опу-
бл. 10.01.2012, Бюл. 2.
38. Пат. 58670 Україна. Пристрій вихрострумового контр-
олю параметрів виробів / В.М. Учанін, В.В. Черлене-
вський. – Опубл. 26.04.2011, Бюл. № 8.
39. Пат. 55509 Україна. Спосіб настроювання приладів ви-
хрострумового контролю / В.М. Учанін, В.В. Черлене-
вський . – Опубл. 10.12.2010, Бюл. № 23.
40. Наумов Н. М. Микляев П. Г. Стандартные образцы для
измерения удельной электрической проводимости // Де-
фектоскопия. – 1979. – № 8. – С. 33–37.
The need to take into account the degradation of structural materials at evaluation of residual life of aircraft structure elements after
long-term service is substantiated. Results of investigations of degradation of properties of aluminium alloys of D16 and V95 type
in wing sheath of AN-12 plane after 40 years of service are given. Degradation is manifested, primarily, in lowering of their ductility
(relative elongation δ) and cyclic crack resistance characteristics (fatigue limit ΔKth and cyclic fracture toughness ΔKIc). It is shown that
lowering of mechanical characteristics of these alloys is related to changes of their fi ne structure and fracture micromechanisms, which
depend on load level of various wing zones. It is established that change of specifi c electric conductivity of degraded alloys allows
performance of reliable monitoring of this process. Instruments for eddy current non-destructive monitoring of structure degradation
and mechanical characteristics of aluminium alloys are presented. The need to create a new data base on correlation dependencies of
mechanical and physical characteristics of structural aluminium alloys after long-term service is stated, as the available data derived
for heat-treated alloys in as-delivered condition, are unfi t for this purpose.
K e y w o r d s : aircraft structure element, long-term service, material degradation, structure, mechanical properties,
structuroscopy, eddy current method
Надійшла до редакції
03.04.2013
|
| id | nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-101896 |
| institution | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| language | Ukrainian |
| last_indexed | 2025-12-02T12:16:51Z |
| publishDate | 2013 |
| publisher | Інститут електрозварювання ім. Є.О. Патона НАН України |
| record_format | dspace |
| spelling | Осташ, О.П. Ківа, Д.С. Учанін, В.М. Семенець, О.І. Андрейко, І.М. Головатюк, Ю.В. 2016-06-09T07:59:56Z 2016-06-09T07:59:56Z 2013 Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації / О.П. Осташ, Д.С. Ківа, В.М Учанін., О.І. Семенець, І.М. Андрейко, Ю.В. Головатюк // Техническая диагностика и неразрушающий контроль. — 2013. — № 2. — С. 15-22. — Бібліогр.: 40 назв. — укр. https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/101896 620.179.14: 629.7 Обґрунтовано необхідність врахування деградації конструкційних матеріалів при оцінюванні залишкового ресурсу елементів авіаконструкцій після довготривалої експлуатації. Подано результати дослідження деградації властиво- стей алюмінієвих сплавів типу Д16 і В95 обшивки крила літака Ан-12 після експлуатації впродовж 40 років, яка проявляється, у першу чергу, у зниженні їх пластичності (відносного видовження δ) і характеристик циклічної тріщиностійкості (порога втоми ΔKth і циклічної в’язкості руйнування ΔKfc). Показано, що зниження механічних характеристик цих сплавів пов’язане зі змінами їх тонкої структури і мікромеханізмів руйнування, які залежать від навантаженості різних зон крила. Встановлено, що за зміною питомої електропровідності деградованих сплавів можна виконувати достовірний моніторинг цього процесу. Представлено прилади для вихрострумового неруйнів- ного контролю деградації структури і механічних характеристик алюмінієвих сплавів. Констатовано, що необхідно створювати нову базу даних про кореляційні залежності механічних і фізичних характеристик конструкційних алюмінієвих сплавів після тривалої експлуатації, оскільки наявні довідникові дані, отримані для термооброблених сплавів у стані постачання, для цього непридатні. The need to take into account the degradation of structural materials at evaluation of residual life of aircraft structure elements after long-term service is substantiated. Results of investigations of degradation of properties of aluminium alloys of D16 and V95 type in wing sheath of AN-12 plane after 40 years of service are given. Degradation is manifested, primarily, in lowering of their ductility (relative elongation δ) and cyclic crack resistance characteristics (fatigue limit ΔKth and cyclic fracture toughness ΔKIc). It is shown that lowering of mechanical characteristics of these alloys is related to changes of their fi ne structure and fracture micromechanisms, which depend on load level of various wing zones. It is established that change of specifi c electric conductivity of degraded alloys allows performance of reliable monitoring of this process. Instruments for eddy current non-destructive monitoring of structure degradation and mechanical characteristics of aluminium alloys are presented. The need to create a new data base on correlation dependencies of mechanical and physical characteristics of structural aluminium alloys after long-term service is stated, as the available data derived for heat-treated alloys in as-delivered condition, are unfi t for this purpose. uk Інститут електрозварювання ім. Є.О. Патона НАН України Техническая диагностика и неразрушающий контроль Научно-технический раздел Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації Diagnostics of technical condition of aircraft structures after long-term service Article published earlier |
| spellingShingle | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації Осташ, О.П. Ківа, Д.С. Учанін, В.М. Семенець, О.І. Андрейко, І.М. Головатюк, Ю.В. Научно-технический раздел |
| title | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації |
| title_alt | Diagnostics of technical condition of aircraft structures after long-term service |
| title_full | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації |
| title_fullStr | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації |
| title_full_unstemmed | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації |
| title_short | Діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації |
| title_sort | діагностика технічного стану авіаконструкцій після довготривалої експлуатації |
| topic | Научно-технический раздел |
| topic_facet | Научно-технический раздел |
| url | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/101896 |
| work_keys_str_mv | AT ostašop díagnostikatehníčnogostanuavíakonstrukcíipíslâdovgotrivaloíekspluatacíí AT kívads díagnostikatehníčnogostanuavíakonstrukcíipíslâdovgotrivaloíekspluatacíí AT učanínvm díagnostikatehníčnogostanuavíakonstrukcíipíslâdovgotrivaloíekspluatacíí AT semenecʹoí díagnostikatehníčnogostanuavíakonstrukcíipíslâdovgotrivaloíekspluatacíí AT andreikoím díagnostikatehníčnogostanuavíakonstrukcíipíslâdovgotrivaloíekspluatacíí AT golovatûkûv díagnostikatehníčnogostanuavíakonstrukcíipíslâdovgotrivaloíekspluatacíí AT ostašop diagnosticsoftechnicalconditionofaircraftstructuresafterlongtermservice AT kívads diagnosticsoftechnicalconditionofaircraftstructuresafterlongtermservice AT učanínvm diagnosticsoftechnicalconditionofaircraftstructuresafterlongtermservice AT semenecʹoí diagnosticsoftechnicalconditionofaircraftstructuresafterlongtermservice AT andreikoím diagnosticsoftechnicalconditionofaircraftstructuresafterlongtermservice AT golovatûkûv diagnosticsoftechnicalconditionofaircraftstructuresafterlongtermservice |