航空機の強さ
他の
航空機の強さ

航空機の強さ

安全な損害賠償の原則。 航空機の安全性、耐久性に直接関係しています。

十分なコア機能で最小点検と修理を必要に応じて設計は、安全な操作と呼ばれています。 十分な性能は、民間航空機のための構造的障害や軍用機の故障の許容可能な低い確率の無視できる確率です。 乗客と民間航空機の乗組員の安全性は最も重要です。 動作時の信頼性の高い構造の分析の方法、主に民間航空機用に設計されています。

現代の飛行機は、ビーム(農場)及び座屈を防止するために、ストリンガーによってサポート薄肉シートからなるセミモノコックタイプの構造です。 胴体、翼、安定剤 - 外皮や壁は、ユニットの空力輪郭を形成しています。 補強材は、スキンの内面に取り付けられ、集中荷重を感知しています。 多くの年のこのデザインは、空力研究の主な目的を務め、従来の建物の設計からデバイスを区別します。

航空機の翼の強度

民間航空機の要求される耐用年数は、包括的な経済的考慮事項に基づいて決定される。 彼は10-15歳です。 設計者は主に、クラックの形成なしに航空機のより長い動作を保証しようとしています。 この目的のために、開発された計算方法を適用して、応力集中を最小限に抑え、飛行性能の要件に基づいてできるだけ低い電圧を維持しようとする。 修理または交換が困難な部品の場合、設計者は、 航空機の寿命に等しい割れせずに所望の耐久性、。 多くの設計のためには不可能です。 また、滑走路につまずき、エンジンやプロペラの部分を減衰、輸送を提供する構造体への損傷の危険性があります。 設計者は、航空機の動作中に割れや疲労損傷の発生が生じる強度の損失を最小限に抑える必要があります。 次のように彼は、この問題を解決します。

  • 材料をピックアップし、クラックに十分な構造的強度を確保するために、部品の寸法を決定します。

  • (亀裂の進展を妨げ、可変負荷やトラフィックを追跡する)安全性の要素を使用しています。

  • 疲労亀裂の低い率を有する材料を選択します。

材料の資源の減少が増加し、経済効率を改善しながら、設計の信頼性を向上させる近代的な手段の1 - 安全な損害賠償の原則の操作の期間の設計と定義。 これは、アカウントに最初の冶金と技術の欠陥の構造要素の存在とその中の亀裂の形成運用損傷の蓄積を取ります。

破壊力学の方法の適用で可能な安全なだけで被害の原則の開発と実装。 クラック等の欠陥を有する構成要素の応力 - ひずみ状態の決意、及び強度計算を担当する最も困難な段階です。 クラックを有するボディの応力変形状態の従来の表現に応じて完全に応力拡大係数によって特徴付けられます。 ほぼすべてのベースとその予備的決意では現在、疲労亀裂の成長を記述し、脆性および準脆性破壊の基準だけでなく、依存関係を知られています。

用語「安全なダメージ」が起因未検出の欠陥、クラック等の欠陥の広がりに航空機の故障の可能性を最小にするように設計された構造を指します。 損傷あってはならないデザインの生産では、2つの大きな問題を解決する必要があります。 これらの問題は、それによって提供されるか、または残留耐久性や残留強される、強制封じ込めに亀裂や損傷がT。E.安全な動作を制御された成長欠陥を提供することにあります。 さらに、許容ダメージの計算は慎重に分析し、疲労の計算の必要性を排除するものではありません。

安全なダメージの概念に基づいている主な点があっても新しいデザインで、常に欠陥があるという事実に構成されており、それらが検出されないままであること。 このように、欠陥の許容のための第一の条件は、負荷を送信するために、すべての追加のユニットを含むデザインの要素が、亀裂の存在下での安全な動作を可能にしなければならないという条件です。

成長欠陥を監視します。 疲労き裂の発生電圧が一定レベル以下であるために、すべての点において、このような構造を作成することによって回避することができます。 しかし、ストレスのレベルを減少させることは、構造重量の増加につながります。 また、クラックが原因操作又は材料の欠陥に起因する間に生成偶発的な損傷に、例えば、疲労からだけでなく、他の理由のためだけでなく、生じ得ます。 したがって、実際の設計では、出荷時の構造に小さな亀裂の数が存在することを認めます。 これらの亀裂の大きなは運転中に発達することができます。

航空機の耐久テスト

安全な損傷の原則の最も重要な要素は、亀裂が検出されることができる期間になります。 様々な事故のため、検査中に亀裂を検出する確率は不安定である。 時には目に見えない亀裂が構造物の最も遠い領域に見出され、同時に非常に大きい 別の場所に亀裂。 航空機の加圧されたキャビンでフェアリング下の検査「ボーイング-747»亀裂長1800のミリメートルの間に抜けていたもののために。

したがって、機体の運搬能力を決定する構成要素には、破壊の制御プログラムを作成しなければなりません。 制御プログラムの破壊の重要な要素は、試験方法の開発です。 各項目のために開発され、適切な試験方法を提案します。 異なる感度非破壊検査技術の適用は、要素の部分を分離するために必要とされ得ます。 タイミング検証は、指定されたサイズおよび使用探傷方法の感度に依存する初期欠陥検出された欠陥のサイズが与えられると、亀裂成長に利用可能な情報の分析に基づいて設定されます。 タイミング検証が必要な安全係数検出されない欠陥は次の検査の前に臨界サイズに達していないことを提供するために基づいて確立されるべきです。 通常、定期点検の間隔は、任意の重大な亀裂の大きさに達する前に通過した2つのチェックするように割り当てられています。

航空機の設計への損傷の安全原則は、機能システムの技術的条件を監視するための非破壊方法のより一層の活用を必要としました。 疲労亀裂を検出するための非破壊検査の異なる方法の可能性。 NDT方法は絶えず改善されています。

疲労、腐食および亀裂抵抗。 航空機の運転の実践において、材料疲労から部品およびアセンブリの部品を破壊する多くの場合が知られている。 そのような破壊は、可変または反復負荷の結果である。 さらに、疲労損傷は静的損傷よりも著しく小さい最大負荷を必要とする。 飛行中および地上を移動するとき、航空機構造の多くの部品および要素は変動荷重を受け、公称応力はしばしば低いが、原則的に静的強度を低下させない応力集中は疲労につながり得る 破壊。 これは太陽だけでなく、アース車だけでなく、の搾取の実施によって確認されました。 静荷重の破壊 - 確かに、あなたはほとんどの疲労破壊と非常にまれに観察することができます。

疲労破壊のクセ - 破砕帯における歪みの欠如。 同様の現象は、静的破壊に非常に可鍛性である軟鋼、としても材料中に観察されます。 前骨折の兆候がないので、それは、疲労破壊に特に危険です。 疲労の新興兆候は通常、彼らは肉眼で見える大きさに到達するまで検出が非常に小さく、困難です。 次に、彼らは急速に普及し、短期間で完全に破壊されています。 このように、疲労亀裂のタイムリーな検出 - 困難な作業。 最も頻繁に疲労亀裂は、領域形状変更欠陥または表面の部分に生成されます。

このような欠陥は、塑性変形が応力集中の影響を低減するので、部品の作業セクションの小さな変化と同様に静的強度に影響しない。 同時に、部品の疲労破壊の場合、塑性変形は小さいので、濃縮ゾーンの応力低下が生じず、 ストレスは、しかし、それは、様々な負荷の下で動作するコンポーネントの設計において重要である疲労破壊に対する彼らは、簡単かつ安全作り、必要不可欠です。

このように、耐疲労性に影響を与える要因には、応力集中、部品の寸法、静的および環状の両方の負荷や腐食、2接触面の繰り返し小さな動きの結果である摩擦の特に腐食、の相対的な重要性を。

疲労は通常、負荷サイクル数千または数百万の破壊によって引き起こされます。 しかし、彼らも、数十または数百サイクルの後に発生する可能性があります。

地面に飛行中に駆動する場合、すべての要素、部品およびBCが動的荷重に曝されます。 可変負荷異なる性質、最終的に疲労破壊につながる構造要素、機械部品や電圧を決定する変数を対応機器に作用します。 速度をそれぞれ強調部品やユニットの機械的破壊のプロセスと、故障までの時間は、材料、応力誘起電流負荷、温度及び他の因子の構造及び特性に依存します。 しかし、材料疲労の破壊の性質は、脆性破壊は異なる形式の一種です。

部品の疲労破壊は通常、冶金や技術的欠陥、応力集中ゾーンだけでなく、製品の技術的欠陥の存在の近くに開始されます。

知られているように、静的な故障は、主に飛行に大きな荷重が発生する確率により決定される、例えば、太陽が負荷を動作する結果として、空気の突風によって、すなわち構造の静的強度の限界を超え 静的破壊の可能性が - それは、本質的に大きな負荷が発生する確率の問題です。

これらの仮定の下で疲労故障 - 負荷サイクルの十分な数、または一定の距離でのフライト日の十分な数を適用した結果。

次のように疲労と静荷重の主な違いは次のとおりです。

  • でも、データのばらつきによる負荷の特定のディストリビューションのための疲労強度の主な要因は、負荷変動や寿命の数です。 静的強度と破壊のために - 負荷の。

  • 疲労荷重に対する確率論的アプローチの本質は、静荷重に対する確率論的アプローチの性質と大きく異なっている - 特定の動作条件は、静的破壊を超える突風から、例えば、航空機上の単一の大きな負荷の可能性に影響を与えると動作時間に依存しないために。 これが始まりと人生の終わりに発生する可能性があります。 疲労破壊の確率が大幅に人生の終わりに向かって増加し、動作中に変更されます。 したがって、設計者や科学者は再発率を破砕するよう割り当てられたリソースやサービスと対応する確率レベルの締め切りはようにすべきであると信じていることは十分に可能ならば、受け入れられるだろう、という低い値でした。 この値は、10 9の確率であり、それは、外国と国内の航空会社をリードするための基礎として採用されます。

航空専門家は腐食疲労だけでなく、同​​程度の損傷が航空機構造の寿命を決定することを信じています。 腐食のほとんどのソース - グランドと傷皮膚の日を読み込む構造的損傷。

これは、構造の腐食損傷は、操作条件及び軍のサービスの品質に完全に依存することが知られています。

すべての最初の命令は、注意が電源の主構造要素の腐食に描かれています。 これは、腐食が外部要因よりも内部に起因していることがわかります。 このように、腐食の原因 - 液体はビュッフェ(特にフルーツジュース)やトイレのエリアにこぼれました。

胴体構造の領域は、腐食や疲労亀裂(斜線)を特に受けやすいです。

総疲労(均一)腐食との関係で最も危険な。 しかし、実際の使用では、その純粋な形で均一腐食はまれであり、通常の潰瘍性病変を補っています。 このような腐食疲労抵抗の影響。

これは、面積と腐食損傷の深さに応じて、合金D16Tの疲労寿命が大幅に減少することがわかります。 腐食損傷の領域は、腐食ピットの直径と深さ未満の耐疲労性を低下させます。

部分が互いに重複する疲労及び腐食損傷交互の蓄積のプロセスを使用します。 飛行中 - これは通常、腐食性の病変は駐車場、疲労に発展するものとします。 腐食損傷は応力集中です。

103のL内のリソースの正当化に使用される用語とアプローチ。 操作の20-25の年間の時間、現段階で安全性を確保しながらの進行原則として「安全・ライフ」の原則に沿って、使用する必要が決定する「安全ダメージを。」

この最後の原則は、間隔が大きすぎるではない、ダメージはその制限状態に達していないと、全体としての構造の破壊につながらない条件の下に2つの連続した​​検査の間の時間間隔の間に構造要素の疲労損傷を可能にします。

その要素のいくつかに疲労亀裂を避けるために事実上不可能航空機の長期運転のように、全体としての構造の不正な割れの承認し難いを主張航空機の結果、強度基準、。 それは、時間内に亀裂を発見し、最大サイズのためのそれらのさらなる発達を防止する必要があります。

このように、航空機の強さのリソースを考慮に一般的であり、壊滅的な結果につながらない要素で設計のための亀裂の起源と発展の強度を取って、強さの基準に基づいている必要があります。

30分の間にそれが信じられている概念があります。 101 l。 hは60 * 103 lのセキュリティを保証する必要があります。 h - 構造の生存可能性によって動作が保証される。

太陽の活力や機能のシステムの下で、個々の障害を持つ飛行(または便)に指定された機能の適切な性能を提供したり、要素またはノードを損傷するプロパティを参照していることを思い出してください。 それは提供することによって確保され、障害の存在下での損傷と十分な強度のかなり遅い発展に有利な具体的な設計ソリューションは、可能な場合、損傷や制御対象の検出のために容易に利用できるようにします。

経験は、操作の長期着用中、疲労及び腐食損傷は、最も大規模な障害であることを示しています。

疲労亀裂は、構造体の強度低下につながり、その強度の信頼性を決定します。 構造要素のクラックの開発と配布は、その視覚的検出のサイズに亀裂の発達中の残留静的強度が制限されることなく、太陽を問題なく動作するのに十分であったことをとても遅くする必要があります:そのため、設計は、以下の条件が提供されなければなりません。

航空機の強さ

加圧されたコックピットでのテスト日、胴体の皮膚サンプルの結果のいくつかを考えてみましょう。 従って、スキームの開発は、航空機の胴体パネルDC-10における疲労亀裂を示します。 航空機胴体の残留強度DC-10は、曲率ゾーイミリメートルの半径サイズパネル4267 2642 X mmのために調べました。 試験は、慣性負荷と乗客キャビン内の過給圧をシミュレートする合成荷重下で行いました。 このパネルは、既存の初期亀裂等しい12ミリメートルで皮膚の上部から採取しました。 図から分かるように、0,65 15 000サイクル公称圧力Paでテストの第一段階は、成長が実質的に観察されなかった亀裂。 パワーセルの切開及びき裂進展速度の内圧の特定の増加を行った後、しかし危険な値に達していない、増加し始めました。 場合46 000サイクルの破壊は、亀裂進展の速度が劇的に増加し、他のパワー素子の破壊をもたらす、中央フレームの両方のフレームの破壊を生じました。 パネル割れの完全な破壊が発生したときに長さ1157のMMとコックピット内の定格圧力1,53回以上の圧力で行われます。

セキュリティ要素のセットで他のパネルで行った同様のテストでは、増加した活力のとMOTでその状態を監視確保構造への損傷の「安全」の原則の設計を作成する能力を示しています。

しかし、機体の構造要素の最も危険な疲労​​破壊。 例えば、航空機「彗星」の胴体の皮膚のひび割れは、Windows用の切り欠き部の近くに現れ、航空機のこのタイプの2つの事故が生じました。

加圧されたコックピット航空機「彗星」と設計上の欠陥と胴体の皮膚の再割れ負荷の主な理由。 知られているように、航空機の皮膚を繰り返し引張圧縮荷重を受けます。 これらは、応力集中のクラックの進展につながりました。 このタイプのメッキクラック補完を実行した後は観察されませんでした。

デザインは、より一般的な規制要件を満たす必要があり損傷のある寸法の増加存続することができます。 例えば、「ダグラス」は旅客機の構造の残留強度が破壊翼長400 mmに提供されなければならないと考えている会社は中間のストリンガーを破壊し、縦方向の亀裂の長さ1000ミリメートルのための胴体の中間チタンストッパーまたは横を中断しました400ミリメートルまでのクラック、中間スパーを破壊しました。

同社「ロッキード」は胴体に以下の損傷の可能性を決定します。皮膚に亀裂がフレームまたはストリンガーの途中で破壊された長い300のミリメートルであってもよく、 皮膚の縦亀裂 - 500ミリメートルまで。 フレームまたはストリンガーの破壊にカットアウトの角から300 mmの実行亀裂、。

ICAOの要件は、損​​傷を受けた構造物の残留強度の最小レベルの読み込みの最も重要な例計算に推定66,6の%の最大動作負荷に一致しなければならないことを指定しました。

オブジェクトのプロパティがインストールされたシステムAMO内の特定の状態になるまで動作し続けるようGOST 27.002 83は、耐久性を定義します。 制限条件が原因で発生することがあります構造強度の違反に起因する安全要件の致命的な違反。 寛容のパラメータのための避けられない治療ユニット。 有効性の避けられない減少; 現在の規制および技術文書に従って大きな修理を実行する必要があります。

平面強度2

信頼度として、耐久性が太陽を設計しながら、製造に設けられ、運転中に維持される産みます。 ATの耐久性のために、飛行の安全性と有効性比較して、より洗練されたパターンの可能交換に基づいて、そのさらなる使用の可能性の条件によって決定されます。 製品を設計する際にAT動作中の可能な負荷、動作モードを検討します。 適切な材料は、商品、処理方法のために選択されます。 摩擦材の条件で働く要素の場合、ほとんどが予想される動作条件などの下に着用し、選択されている。D.

このすべては、設計者が実行可能なデザインを作成するだけでなく、耐久性に設計された装置の必要な水準を確保することができ、関連する計算を実行することができます。

構造の特性としての耐久性は、運用と組織力、に分けることができ、多数の要因に依存します。

機体に亀裂

強度設計、製造、加工、負荷や温度因子が含まれます。 このうち建設や不完全な技術から起因パーツと修理のアセンブリ内の塑性変形に生じた残留応力の要素に応力集中があります。 初期の静的強度などの動作中の材料およびそれらの変化の性質; 疲労限度。 シフトの分離と破壊のタイプの応力拡大係数。

専門家は、科学、工学と技術の近代的な成果を使用して、我々は40 103•lに航空機の主要部の構造の寿命を確保することができると信じています。 航空機をクラッキングせずに時間を。30 103 X X Lをバンプすることができます。 H。我々は費用対効果の寿命(または操作の期間は)60•103のlであることを前提としています。 hは、それは、この期間の半分、日および損傷許容性の部品とアセンブリと修理中のそれらの置換で操作される他の半分についての保証を提供することができます。

どのようなソースが記事に写真を撮影しているから、私に教えてください?

ページ

.

航空の世界で最高

逆さま
ブログ投稿
著者の記事
2階