МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

Національний технічний університет України “Київський політехнічний інститут”

Карускевич Олег Михайлович

УДК 620.179.1 (043.3)

Оцінка залишкового ресурсу конструкційних алюмінієвих сплавів по еволюції деформаційного рельєфу поверхні

Спеціальність 05.02.09 – динаміка та міцність машин

Автореферат

дисертації на здобуття наукового

ступеня кандидата технічних наук

Київ - 2007

Дисертацією є рукопис

Роботу виконано на кафедрі конструкції літальних апаратів Національного авіаційного університету Міністерства освіти і науки України, м. Київ

Науковий керівник: доктор технічних наук, професор

Ігнатович Сергій Ромуальдович,

Національний авіаційний університет,

завідувач кафедри конструкції літальних апаратів

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор

Шукаєв Сергій Миколайович,

Національний технічний університет України “Київський політехнічний

інститут”, професор кафедри динаміки та міцності машин і опору матеріалів

кандидат технічних наук, старший науковий співробітник

Погребняк Анатолій Дмитрович,

Інститут механіки ім. С.П.Тимошенка НАН України, старший науковий співробітник відділу механіки повзучості

Провідна установа: Інститут проблем міцності ім. Г.С. Писаренка

НАН України, м. Київ.

Захист відбудеться 27 березня 2007 р. о 15 годині, на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.002.01 в Національному технічному університеті України “Київський політехнічний інститут” за адресою: 03056, м. Київ-56, проспект Перемоги, 37, корпус № 1, ауд. 166.

З дисертацією можна ознайомитися у бібліотеці Національного технічного університету України “Київський політехнічний інститут” за адресою: 03056, м. Київ-56, пр. Перемоги, 37.

Автореферат розісланий 21 лютого 2007 р.

Вчений секретар спеціалізованої вченої ради

доктор технічних наук, професор О.О.Боронко

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми визначається відсутністю достатньо надійних інструментальних методів визначення накопиченого втомного пошкодження і залишкового ресурсу елементів обшивки літаків цивільної авіації. Вимоги по забезпеченню надійного аналізу втоми авіаційних конструкцій визначаються як національними, так і міжнародними документами, що регламентують діяльність цивільної авіації.

Технологічна складність багатьох існуючих інструментальних методів визначення накопиченого втомного пошкодження, недостатня точність і надійність обмежують їх використання в практичних цілях.

Первинна діагностика стану обшивки сучасних літаків передбачає пошук та ідентифікацію втомних тріщин з використанням візуальних методів контролю. Дослідження показали, що інкубаційна стадія накопичення втомного пошкодження в багатьох випадках також має візуальні ознаки, які визначають можливість як якісної, так і кількісної оцінки накопиченого втомного пошкодження. Кількісна оцінка накопиченого пошкодження на початковій стадії втоми дозволяє прогнозувати місце і час появи тріщини. Такий прогноз на етапі розробки авіаційної техніки суттєво зменшує вартість натурних втомних випробувань внаслідок скорочення їх тривалості, а на стадії експлуатації дає можливість підвищувати надійність літаків і безпеку польотів.

Аналіз умов навантажування сучасних літаків цивільної авіації, існуючих методів оцінки накопиченого втомного пошкодження, особливостей втомного пошкодження авіаційних конструкційних матеріалів, результати попередніх досліджень втоми, які проводились в Національному авіаційному університеті, дозволили сформувати новий підхід до вирішення проблеми кількісної оцінки накопиченого втомного пошкодження елементів авіаційних конструкцій. В представленій дисертаційній роботі показано, що такий підхід може бути застосований до плакованих конструкційних алюмінієвих сплавів Д-16АТ, 2024 Т3, 7075 Т6, які широко використовуються як в вітчизняному, так і зарубіжному авіабудівництві.

Зв`язок роботи з науковими програмами, планами, темами.

Дисертаційна робота виконувалась у рамках держбюджетної науково-дослідної роботи “Формування і еволюція структурної пошкоджуваності на поверхні конструкційних алюмінієвих сплавів” (№ держреєстрації 0104U003745), яка виконувалась у 2004 – 2006 рр. згідно тематичних планів НДР Міністерства освіти і науки України.

Мета і задачі дослідження. Метою є розробка методу прогнозування залишкового ресурсу елементів авіаційних конструкцій по параметрах деформаційного рельєфу поверхні. Для досягнення поставленої мети в роботі вирішені наступні задачі:

1. Обґрунтувати параметр пошкоджуваності плакованих конструкційних алюмінієвих сплавів, який кількісно визначає насиченість поверхні плакуючого шару ознаками мікропластичної деформації.

2. Розробити методику автоматизованого визначення параметра пошкоджуваності з застосуванням оптичних засобів контролю.

3. Експериментально дослідити еволюцію деформаційного рельєфу в процесі циклічного навантажування.

4. Визначити регресійні моделі накопичення пошкодження і вичерпання ресурсу елементів авіаційних конструкцій, виготовлених з плакованих конструкційних алюмінієвих сплавів.

Об’єкт дослідження - процес накопичення втомного пошкодження в плакуючому шарі конструкційних алюмінієвих сплавів.

Предмет дослідження - еволюція деформаційного рельєфу плакуючого шару конструкційних алюмінієвих сплавів при циклічному навантажуванні.

Методи досліджень. Мета і задачі роботи передбачали проведення значного обсягу експериментів, які включали використання методів механічних випробувань конструкційних матеріалів, оптичної і електронної мікроскопії, металографії, автоматизованої ідентифікації цифрових зображень, регресійного аналізу експериментальних даних.

Наукова новизна одержаних результатів полягає в наступному:

- Показано, що в результаті циклічного навантажування на поверхні плакуючого шару конструкційних алюмінієвих сплавів формується і розвивається деформаційний рельєф, інтенсивність якого вказує на рівень накопиченого втомного пошкодження.

- Обґрунтовано кількісний параметр пошкоджуваності при втомі плакованих конструкційних алюмінієвих сплавів, яким є насиченість поверхні візуальними ознаками деформаційного рельєфу і який може бути визначений методами оптичної мікроскопії.

- Отримано регресійні моделі накопичення пошкодження в процесі втоми.

- Встановлено, що в певному діапазоні режимів навантажування залишковий ресурс може бути визначений відповідно до значення параметра пошкодження, незалежно від рівня діючих напружень. Це відкриває можливість застосування метода в умовах дії нерегулярного циклічного навантажування.

Обґрунтованість та достовірність одержаних результатів базується на адекватності використаних методів і методик дослідження, результатах статистичної обробки експериментальних даних.

Практичне значення одержаних результатів полягає у можливості застосування результатів дослідження:

- при проведенні натурних випробувань на стадії розробки авіаційної техніки для визначення зон імовірного виникнення втомних тріщин і прогнозу кінетики їх розповсюдження;

- при експлуатації літальних апаратів для оцінки залишкового ресурсу і оптимізації періодичності діагностики;

- в лабораторних дослідженнях довговічності елементів конструкцій для скорочення термінів випробувань на втому.

Результати дисертаційної роботи впроваджені на заводі № 410 ЦА, а також в навчальний процес НАУ. Акти впровадження додаються. Оригінальність і практичне значення запропонованого методу підтверджено Деклараційним патентом України на корисну модель “Спосіб визначення залишкового ресурсу елементів конструкцій за станом деформаційного рельєфу поверхні плакуючого шару”.

Особистий внесок здобувача. Роботу виконано під науковим керівництвом доктора технічних наук, професора Ігнатовича С.Р. У співавторстві з ним були опубліковані наукові праці [3,4,5,]. Здобувачем було проведено аналіз методів оцінки накопиченого втомного пошкодження авіаційних конструкцій і запропоновано використання насиченості деформаційного рельєфу поверхні полікристалічних матеріалів як показника вичерпання ресурсу. Здобувачем також особисто розроблено методику спостереження деформаційного рельєфу, проведено всі експерименти, результати яких наведені в дисертаційній роботі, отримано регресійні моделі накопичення пошкодження і вичерпання ресурсу.

Апробація результатів дисертації. Основні результати досліджень доповідались на вітчизняних і міжнародних конференціях: Другому міжнародному конгресі “Безпека в авіації” (м.Київ, 2005 р.); Тринадцятій щорічній міжнародній конференції “Современные методы и средства неразрушающего контроля и технической диагностики” (м.Ялта, 2005 р.); Десятому міжнародному конгресі двигунобудівників (п.Рибачьє, 2005 р.); Дев`ятому міжнародному конгресі двигунобудівників (п.Рибачьє, 2004 р.); Другій міжнародній науково-технічній конференції “Проблеми динаміки і міцності в газотурбобудуванні” (м.Київ, 2004 р.); Третій міжнародній конференції “Прогресивна техніка і технологія – 2002”(м. Севастополь, 2002р.); Другій міжнародній конференції “Прогресивна техніка і технологія – 2001” (м.Севастополь, 2002 р); міжнародних науково-технічних конференціях “АВІА-2000”, “АВІА-2001”, “Політ-2004” в Національному авіаційному університеті (м. Київ, 2000, 2001, 2004 р.р.).

У цілому робота обговорювалась на розширеному засіданні кафедри конструкції літальних апаратів Аерокосмічного інституту Національного авіаційного університету 22.06.2006р. та на засіданні кафедри динаміки і міцності машин та опору матеріалів Механіко-машинобудівного інституту Національного технічного університету України “Київський політехнічний інститут” 13.10.2006р.

Публікації. Основний зміст дисертації викладено у 8 наукових статтях, опублікованих у фахових виданнях. Отримано Деклараційний патент.

Структура та обсяг дисертації. Дисертація складається зі вступу, чотирьох розділів, висновків, списку використаних джерел і додатку. Загальний обсяг дисертації становить 162 сторінки, у тому числі основного тексту дисертації 115 сторінок, 69 рисунків, 18 таблиць, список використаних джерел з 169 найменувань.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертації, визначено мету і основні задачі роботи, показано наукову новизну та практичне значення результатів дослідження. Наведено відомості про публікації, апробацію та впровадження.

Перший розділ містить аналіз специфіки втомного пошкодження авіаційних конструкцій. Показано, що аналіз пошкоджуваності від втоми, відповідно до вимог міжнародних і національних організацій цивільної авіації (ICAO, FAR, JAR, АП-25), є необхідною складовою оцінки міцності авіаційних конструкцій. Вплив зовнішніх факторів, що визначають ресурсні характеристики авіаційних конструкцій, є комплексним і тому потребує об’єднання можливостей як аналітичних, так і експериментальних методів кількісної оцінки. Особливістю листових конструкційних сплавів, які використовуються для виготовлення обшивки літаків, є наявність плакуючого шару, призначеного для захисту від корозії. Для плакування листів сплаву Д-16 використовують алюміній марки АД1 (А5), для плакування листів із сплаву В-95 використовують алюмінієвий сплав АЦ, що містить 0,9-1,3 % Zn. Алюміній відноситься до матеріалів, на поверхні яких при втомі формуються сталі смуги ковзання. Зазначена властивість плакуючого шару дає можливість розглядати шар алюмінію як індикатор накопиченого пошкодження на ранніх стадіях втомного пошкодження.

У першому розділі розглядаються також існуючі методи аналітичного і інструментального визначення накопиченого втомного пошкодження. Показано, що різноманітність підходів до проблеми визначення накопиченого втомного пошкодження, методів і методик є об`єктивною потребою, яка обумовлена складністю спектрів навантаження елементів авіаційних конструкцій, різноманітністю конструкційних матеріалів, наявністю впливу додаткових зовнішніх факторів.

Поверхневий шар деформованого металу є областю локалізації пошкодження, особливо втомного. Тому, одним з перспективних напрямків є діагностика по стану поверхні.

Розвиток смуг ковзання на поверхні багатьох чистих металів і деяких сплавів спостерігався вже в ранніх дослідженнях процесу втоми. Проте, відсутність смуг ковзання на поверхні алюмінієвих сплавів систем Al-Cu-Mg (сплави Д-16, 2024 Т3), Al-Zn (сплави В-95, 7075 Т6) не дозволили розглядати щільність смуг ковзання і їх геометрію в якості кількісних діагностичних параметрів зазначених конструкційних матеріалів. Наявність плакування, тобто шару чистого алюмінію на поверхні таких сплавів, змінює ситуацію: смуги ковзання спостерігаються при циклічному навантажуванні в діапазоні напружень, які відповідають експлуатаційним умовам навантажування конструкції літака. Подальше навантажування призводить до формування в смугах ковзання втомних тріщин.

Вважаючи на специфічні властивості плакуючого шару конструкційних алюмінієвих сплавів, а саме, можливість формування при циклічному навантажуванні на його поверхні деформаційного рельєфу, були сформульовані мета і основні задачі дослідження.

У другому розділі розглянуто методи і методики експериментальних досліджень. Досліджувався деформаційний рельєф на поверхні сплавів
Д-16 АТ, 2024 Т3, 7075 Т6 з концентратором напружень у вигляді отвору, а також зразки елементів реальних авіаційних конструкцій.

Для моніторингу деформаційного рельєфу було розроблено і виготовлено спеціальне обладнання. При цьому ставилось за мету використати уніфіковані елементи, які виготовляються серійно, мають стабільні характеристики і відносно невисоку ціну. Використовувались розроблені моніторингові системи декількох рівнів, як функціональних так і цінових.

Первинний оперативний контроль стану поверхні виконувався за допомогою системи, яка складається з переносного оптичного мікроскопа (збільшення х24), WEB-камери відносно невеликої виокремівності і портативного комп’ютера.

Для контролю стану поверхні і виконання кількісної оцінки накопиченого пошкодження безпосередньо в процесі циклічного навантажування, розроблена система, яка монтується на випробувальній машині і складається із оптичного мікроскопа (збільшення х200),
WEB-камери або цифрової фотокамери і портативного чи стаціонарного персонального комп’ютера.

Для виконання кількісної оцінки накопиченого пошкодження і детального дослідження поверхневих структур використовувалась система, яка складається із стаціонарного металографічного мікроскопа ММР-4 (збільшення до 600), цифрової фотокамери і портативного чи стаціонарного персонального комп’ютера.

При виборі режимів випробувань враховувалися умови навантажування реальних авіаційних конструкцій. Плаковані листи алюмінієвих сплавів використовуються, в основному, для виготовлення обшивки фюзеляжу, тому саме умови навантажування фюзеляжу були визначаючими при плануванні експерименту.

Джерелом інформації про накопичене втомне пошкодження були цифрові фотографії поверхні плакуючого шару.

Фотографії поверхні циклічно деформованих зразків оброблювались за допомогою обчислювальної програми, що дозволяє визначити параметр пошкодження D, який характеризує насиченість поверхні ознаками мікропластичної деформації і представляє собою числове значення відносної площі поверхні зі слідами деформації.

Перший етап передбачав підготовку монохромних фотографій розміром 800*800 пікселей в BMP форматі.

Подальша робота з програмою включала:

- вибір режиму сканування, що дозволяє відокремити пошкоджені і не пошкоджені ділянки поверхні. Для цього на контрольній ділянці обирається контрастність, яка дозволяє розділити зображення на ділянки чорного кольору, які вважаються ділянками з ознаками деформації, і ділянки білого кольору, які вважаються не пошкодженими;

- оцінку накопиченого пошкодження по всій площі відповідно до обраного режиму сканування.

Коректність автоматизованого підрахунку площі поверхні зі слідами деформаційного пошкодження була перевірена і підтверджена за допомогою програми, що дозволяє оператору в неавтоматизованому режимі проводити візуальний аналіз поверхні і враховувати наявність ознак пошкодження не деформаційного походження (подряпини, дефекти полірування і т.п.).

У ході дослідження проведено також апробацію нового методу і методики інтерференційної профілометрії.

У третьому розділі представлено результати дослідження еволюції деформаційного рельєфу поверхні плакованих конструкційних сплавів.

На першому етапі методами металографії було визначено особливості мікроструктури матеріалів, які досліджувались, тобто розмір і форму зерен. Геометрію деформаційного рельєфу досліджували методами оптичної мікроскопії, електронної мікроскопії і інтерференційної профілометрії.

Оптична мікроскопія дозволяє визначити насиченість поверхні ознаками мікропластичної деформації, проте не дає відповіді на питання про наявність об`ємних деформаційних утворень, тобто власне рельєфу. Результати електронно-мікроскопічного дослідження показали трьохмірність деформаційної структури поверхні циклічно деформованих зразків сплавів Д-16АТ, 2024 T3, 7075 T6 і відповідність загально визнаній схемі утворення екструзій і інтрузій. Дослідження, виконувались на електронному мікроскопі марки SЕМ-515 фірми “Phillips” при прискорюючій напрузі 30 кВ.

Комплексне застосування оптичної і електронної мікроскопії дозволило провести дослідження на різних масштабних рівнях, визначивши при цьому як загальні риси дефектної структури поверхні, так і деякі важливі деталі деформаційного рельєфу.

Проведене дослідження було доповнене кількісним аналізом дефектних структур методом інтерференційної профілометрії.

Результати дослідження, що було проведено методами оптичної і електронної мікроскопії, вказують на правомірність застосування терміну „деформаційний рельєф”, підтверджуючи трьохмірний характер дефектних структур поверхні, які в представленому дослідженні є діагностичним параметром деформаційного пошкодження. Проведене дослідження вказує також на суттєву різницю профілю деформаційного рельєфу в залежності від режимів навантажування. При цьому основна різниця полягає у співвідношенні екструзій і інтрузій для зразків, які випробувались при великих (120,2 МПа) і малих (67,3 МПа) рівнях циклічних напружень.

Аналіз профілограм свідчить, що у випадку, коли напруження складало 120,2 МПа на поверхні деформованого плакуючого шару, переважають екструзії, висота яких досягає 1 мкм. Глибина інтрузій в цьому випадку також дорівнює 1 мкм. З віддаленням від концентратора напружень характер деформаційних структур змінюється: зменшується щільність дефектних структур, висота екструзій та глибина інтрузій. Про зміну щільності дефектних структур поблизу отвору вказують і дані вимірювання параметра пошкодження D. Розмір екструзій і інтрузій зменшився на відстані 0,75 мм приблизно на 20% і становив 0,8 мкм. На відстані 1,25 мм висота екструзій становила 0,6 мкм, а глибина інтрузій – 0,4 мкм.

Інша картина спостерігалась при дослідженні зразків, які випробувались при максимальному напруженні циклу навантажування 67,3 МПа. В цьому випадку переважають інтрузії. Поблизу отвору висота екструзій становить 0,2 мкм, глибина інтрузій, які є домінуючою структурою, не перевищує 1 мкм. З віддаленням від отвору щільність дефектів структури зменшується.

При статичному навантажуванні спостерігались особливості рельєфу, характерного для втомних випробувань з великим напруженням, і деякі специфічні ознаки. В цьому випадку основним видом дефектних структур були екструзії висотою до 0,4 мкм, крім того, статичне деформування призвело до ротації кристалітів.

Подальше дослідження показало, яким чином рівень циклічних напружень впливає на значення запропонованого параметра пошкодження і визначає границі коректності запропонованого методу оцінки накопиченого втомного пошкодження і залишкового ресурсу.

Одним з критеріїв адекватності методу, що пропонується, є відповідність розподілення пошкоджень розподіленню напружень. Розподілення пошкодження і напружень оцінено і порівняно біля концентратора напружень у вигляді отвору діаметром 4 мм в зразку алюмінієвого сплаву Д-16АТ. Максимальне напруження циклу навантажування становило
150 МПа, кількість циклів навантажування - 140 тисяч.

При розрахунках напружень поблизу отвору було враховано наявність двох зон напруженого стану: пружної, де напруження не перевищували і пружно-пластичної, де напруження перевищували 290 МПа.

На рис. 1 порівняно розподілення пошкодження і напруження поблизу отвору. При цьому, напруження і пошкодження виражені в відносних одиницях, тобто, як відношення поточного значення до максимального в даному розподіленні.

Як видно з рис. 1, зміна напружень поблизу концентратора супроводжується відповідною зміною значень параметра пошкодження.

Таким чином, вже по результатах представленого експерименту можна зробити попередній висновок про те, що інтенсивність деформаційного рельєфу визначається як кількістю циклів навантажування, так і рівнем циклічних напружень.

Для проведення розрахунків на циклічну довговічність при експлуатаційних спектрах навантажень, крім загальних характеристик втоми матеріалів, які представляються зазвичай у вигляді кривих і поверхонь втоми, необхідна також інформація про закономірності накопичення втомних пошкоджень зі збільшенням кількості циклів навантажування.

У ході дослідження проведені втомні випробування з моніторингом стану поверхні при наступних значеннях максимального напруження циклу навантажування: 67,3; 72,1; 77,0; 81,7; 86,5; 90,0; 91,3; 96,2; 105,8; 106,0; 110,0; 115,4; 120,0; 125,0; 129,8; 134,6; 140,0; 144,2 МПа. При виконанні моніторингу стану поверхні фіксувались також кількість циклів навантажування, яка відповідала формуванню втомної тріщини довжиною 1,0 мм, і кількість циклів навантажування до повного руйнування зразка.

Отримані залежності відповідають загальним закономірностям структурної перебудови в умовах циклічного навантажування, а саме зниженню швидкості процесів, пов’язаних з мікропластичною деформацією в процесі втоми.

Як приклад, на рис. 2 наведено результат моніторингу параметра пошкодження D при максимальному напруженні циклу навантажування 96,2 МПа.

Розглянута можливість апроксимації експериментальних даних лінійною, експоненціальною, ступеневою, логарифмічною, поліноміальною функціями.

Аналіз експериментальних даних, а також відомі загальні закономірності структурної перебудови в умовах циклічного навантажування вказують на доцільність прийняття в якості регресійних моделей еволюції параметра пошкодження D рівнянь виду D=na і D=(n/N)a, де n – поточне значення кількості циклів навантажування; N – кількість циклів навантажування до досягнення критичного стану; a – показник ступеня (0<a<1).

Дефектна структура поверхні при втомі визначається рівнем циклічних напружень, кількістю циклів навантажування, властивостями матеріалу.

У випадку, коли залежність параметра пошкодження D від відносного напрацювання Ni/Nруйн не залежить від рівня напружень у, процес накопичення втомних пошкоджень можна вважати автомодельним.

Інваріантність, в певних умовах, граничного значення параметра пошкодження D по відношенню до рівня циклічних напружень, визначає можливість оцінки накопиченого пошкодження і залишкового ресурсу при варіаціях режиму навантажування. У зв’язку з цим важливо з’ясувати, яким є вплив рівня напружень на граничне значення параметра D. Експеримент проведено при 18 наведених вище режимах циклічного навантажування. Граничне значення параметра пошкодження визначалось як останнє в ряду значень, які отримані до моменту формування втомної тріщини довжиною 1,0 мм.

Отримані експериментальні дані вказують на те, що при значеннях напруження від 70,0 до 120,0 МПа граничне значення параметра пошкодження D не чутливе по відношенню до рівня напружень. Це відкриває можливість застосування методу, що пропонується, в певних умовах нерегулярного циклічного навантажування.

Крім того, зв`язок параметра пошкодження D від відносної кількості циклів навантажування може бути представлено у вигляді інтегрованої залежності D=f(Ni/Nруйн. ) при у = 70,0 - 120,0 МПа (рис.4).

Досліджено також еволюцію деформаційного рельєфу конструкційних алюмінієвих сплавів 2024 Т3 і 7075 Т6. Отримані дані вказують на можливість застосування розробленої методики визначення параметра пошкодження D з метою кількісної оцінки накопиченого втомного пошкодження і залишкового ресурсу.

У розділі 4 показано, що оцінка залишкового ресурсу елементів авіаційних конструкцій може виконуватися за допомогою регресійних моделей вичерпання ресурсу, які базуються на результатах моніторингу пошкодження в процесі циклічного навантажування, представлено послідовність операцій по реалізації методу кількісної оцінки залишкового ресурсу елементів авіаційних конструкцій по стану поверхні плакуючого шару, наведено приклад використання методу для діагностики стану елементів реальних авіаційних конструкцій, зокрема клеєварних з`єднань конструкції літака Ан-24, розглянуто результати спостереження деформаційного рельєфу поверхні плакованого алюмінієвого сплаву Д-16АТ при статичному і програмному навантажуванні.

На рис. 5 представлена залежність вираженого у відсотках залишкового ресурсу від параметра пошкодження D. Така залежність, як показав регресійний аналіз, може бути описана лінійним рівнянням

Nзал.,%=-226,3D+119,29

Графік побудовано за даними, які були отримані в результаті втомних випробувань при напруженнях від 70 до 120 МПа. В цьому діапазоні рівень циклічних напружень не впливає на зв`язок параметра пошкодження D з відносним напрацюванням, яке визначається як Ni/Nтр., де Ni – поточне значення кількості циклів навантажування, Nтр.- кількість циклів навантажування до формування втомної тріщини довжиною 1,0 мм.

Для практичної реалізації може бути запропонована наступна послідовність виконання аналітичних робіт і інструментальних методик :

1. У відповідності з рекомендаціями міжнародної організації цивільної авіації (Doc.9051-AN/896, ICAO,1987) визначаються умови навантажування літака.

2. Визначаються ділянки конструкції, що підлягають оцінці. Місце можливого пошкодження може бути визначено шляхом розрахунків або по результатах випробувань довговічності всієї конструкції або окремих її частин.

3. Для створення банку даних про еволюцію стану поверхні елементів конструкцій проводяться втомні випробування лабораторних зразків з моніторингом параметра пошкодження. Програма випробувань створюється з урахуванням експлуатаційного спектра навантажень (пункт 1). Для кожного стану фіксується поточне значення параметра пошкодження D, а по закінченні випробувань визначається відповідний залишковий ресурс. За отриманими експериментальними даними визначаються регресійні моделі вичерпання ресурсу і обмеження на використання таких моделей.

4. Моніторинг процесу втоми авіаційних конструкцій в процесі їх натурних випробувань або в експлуатації виконується аналогічно процедурі моніторингу лабораторних зразків.

5. Оцінка залишкового ресурсу виконується шляхом використанням регресійних моделей вичерпання ресурсу, які були отримані при випробуванні лабораторних зразків і результатів моніторингу елементів конструкції.

Розроблений метод може бути названий ІДР – діагностикою (ІДР- ідентифікація деформаційного рельєфу). Блок-схема методу представлена на рис. 6.

Розроблену методику застосовано для діагностики стану клеєварних з`єднань в процесі їх випробувань на втому.

Зразки клеєварних з`єднань, препаровані з обшивки фюзеляжу літака Ан-24, випробувались при максимальному напруженні віднульового циклу навантажування 100 МПа. Також як і в проведених раніше дослідженнях було встановлено, що деформаційний рельєф формується після декількох тисяч циклів навантажування і розвивається впродовж всього інкубаційного періоду втоми, тобто до появи втомної тріщини. Проте, дослідження деформаційного пошкодження поблизу клеєварної точки вказало на особливості розподілення пошкодження поблизу концентратора напружень. У випадку з`єднання елементів зварюванням, зоною найбільшого пошкодження є значна площа поверхні, шириною, яка приблизно дорівнює діаметру зварної точки і простягається на весь переріз зразка. На рис. 7 показано розподілення пошкодження поблизу зварної точки.

Проведений експеримент вказує на можливість застосування розробленої методики визначення накопиченого втомного пошкодження для одного з поширених і перспективних видів конструктивного з`єднання – клеєварного з`єднання елементів каркасу літака і його обшивки і визначає певні особливості локалізації пошкодження, які повинні бути враховані при практичних реалізаціях методики.

Деформаційний рельєф поверхні спостерігався і при статичному навантажуванні зразків плакованого сплаву Д-16АТ. Проте, у випадку статичного навантажування деформаційний рельєф може бути індикатором лише досить значних, близьких до руйнуючих навантажень, а розроблена методика може бути застосована для визначення залишкових деформацій елементів авіаційних конструкцій при деяких діагностичних процедурах, зокрема, при розслідуванні льотних пригод.

У зв’язку з тим, що в реальних умовах експлуатації навантажування авіаційних конструкцій має нерегулярний характер, яке при проведенні натурних випробувань найчастіше реалізується шляхом блочного навантажування, проведене дослідження включало також визначення особливостей розвитку деформаційного пошкодження при програмному навантажуванні. При цьому визначались: параметр пошкодження D і відповідний залишковий ресурс при певному циклічному напрацюванні, відносне пошкодження по Майнеру і відповідний залишковий ресурс, зв’язок зазначених кількісних показників з послідовністю дії навантажень, оцінка адекватності правила Майнера і методики визначення накопиченого пошкодження за станом деформаційного рельєфу.

Програмні випробування включали реалізацію двох схем навантажування: „високе-низьке” і „низьке-високе”.

Проведено дві серії випробувань з переходом від меншого напруження циклу до більшого і з більшого напруження на менше.

У першій серії „низьке” напруження складало 79,0 МПа, „високе” складало 108,0 МПа. В другій серії „низьке” напруження складало 79,0 МПа, а „високе” - 133,0 МПа.

Вибір рівнів напружень базувався на даних про довговічність при регулярних режимах навантажування і результатах моніторингу деформаційного рельєфу. Було враховано наявність режимів навантажування, при яких вичерпання ресурсу визначається параметром пошкодження D незалежно від рівня циклічного напруження, а також умов, при яких визначення параметра D не є достатнім для надійного прогнозування залишкової кількості циклів навантажування.

У результаті проведеного експерименту було показано, що розроблена на базі регулярних втомних випробувань регресійна модель вичерпання ресурсу дозволяє виконувати оцінку залишкового ресурсу елементів авіаційних конструкцій в певному діапазоні режимів програмного навантажування. Зазначений діапазон знаходиться в межах 70,0 МПа – 120,0 МПа і відповідає експлуатаційним режимам навантажування фюзеляжу сучасних літаків.

ОСНОВНІ РЕЗУЛЬТАТИ ТА ВИСНОВКИ

1. У результаті дії циклічного навантажування в широкому діапазоні режимів навантажування на поверхні плакуючого шару конструкційних алюмінієвих сплавів формується і розвивається деформаційний рельєф, інтенсивність якого вказує на рівень накопиченого втомного пошкодження і залишковий ресурс елементу конструкції, що досліджується. Такий рельєф спостерігався, як на стандартних зразках для втомних випробувань в широкому діапазоні умов навантаження, так і на зразках, які були препаровані з обшивки літака Ан-24 і випробувані при напруженнях, близьких до експлуатаційних.

2. Одним із кількісних параметрів деформаційного рельєфу є насиченість поверхні плакуючого шару візуальними ознаками рельєфу, які можуть бути визначені методами оптичної мікроскопії. Для кількісної характеристики рельєфу може бути застосований параметр пошкодження, який визначається як відношення площі поверхні з ознаками деформаційного пошкодження до площі поверхні, де ознаки локалізованої деформації відсутні.

3. Для виконання автоматизованого обчислення параметра пошкодження розроблено інструментальну базу і програмне забезпечення. Обраний діагностичний параметр пошкодження і методика його кількісної оцінки дозволяють визначити запропонований метод як ІДР-діагностику втомного пошкодження (ІДР-ідентифікація деформаційного рельєфу).

4. Процес еволюції параметра пошкодження в процесі втоми може бути описаний регресійними рівняннями ступеневого типу.

5. У певному діапазоні режимів навантажування залишковий ресурс може бути визначений відповідно до значення параметра пошкодження, незалежно від рівня діючих напружень. Це відкриває можливість застосування методу в умовах дії нерегулярного циклічного навантажування.

ОСНОВНІ ПУБЛІКАЦІЇ

1. Карускевич О.М., Карускевич М.В. Мониторинг деградации прочности авиационных конструкций с помощью монокристаллических индикаторов // Проблемы системного подхода в экономике:Сб.научн.тр. – К.: КМУГА, 2000. - Вып. 4. – С. 96 -100.

Здобувачем проведено аналіз існуючих методів оцінки накопиченого втомного пошкодження. Проведено експериментальне дослідження впливу кількості циклів навантаження на щільність смуг ковзання в монокристалах при їх циклічному навантаженні.

2. Карускевич О.М., Карускевич М.В., Шевченко О.А., Пантєлєєв О.В., Боженко Є.П. Орієнтаційна залежність кінетики тріщин втоми в кристалітах алюмінієвого сплаву // Вестник НТТУ КПИ. Машиностроение. – 2001. –

№ 40. – С. 110 - 117.

Здобувачем проведено експериментальне дослідження процесів формування і розвитку втомних тріщин в окремих кристалітах алюмінієвого сплаву. Отримано кінетичні криві розповсюдження втомних тріщин.

3. Карускевич О.М., Игнатович С.Р., Карускевич М.В., Пантелеев В.М. Диагностика усталости плакированных алюминиевых сплавов // Вестник НТТУ КПИ. Машиностроение. – 2002. - № 43. – С. 53 - 55.

Здобувачем запропоновано алгоритм діагностики втомного пошкодження плакованих алюмінієвих сплавів по критеріям структурної пошкоджуваності поверхневого шару.

4. Карускевич О.М., Ігнатович С.Р., Карускевич М.В., Хижняк С.В., Якушенко О.С. Моніторинг утоми конструкційних алюмінієвих сплавів // Вісник НАУ. - 2004. - № 1(19). – С. 88 - 91.

Здобувачем експериментально досліджено процес формування і розвитку деформаційного рельєфу поверхні. Проведено регресійний і кореляційний аналіз результатів експерименту.

5. Карускевич О.М., Игнатович С.Р., Карускевич М.В. Эволюция поврежденности сплава Д-16АТ у концентратора на стадии до зарождения усталостной трещины // Авиационно-космическая техника и технология. Журнал Национ. аэрокосм. ун-та им.Н.Е.Жуковского ХАИ. – 2004. - № 4(12). – С. 29 - 32.

Здобувачем проведено експериментальне дослідження деформаційного пошкодження поблизу концентратора напружень. Теоретично визначено розподіл напружень поблизу отвору. Проведено моніторинг втомного пошкодження.

6. Карускевич О.М., Маслак Т.П., Карускевич М.В. Утома клеєварних і заклепкових з`єднань, оброблених антикорозійними захисними сполуками // Вісник НАУ. – 2005. - № 1(23). – С. 97 - 100.

Здобувачем адаптовано метод оцінки залишкового ресурсу по параметрах деформаційного рельєфу апробовано для визначення втомного пошкодження елементів конструкції літака АН-24.

7. Karuskevich O.M., Maslak T.P., Zhang Zhao Hui. Deformation roughness under cyclic and static loads // Proceedings of NAU. – 2005. - № 2(24). – P. 68 - 71.

Здобувачем проведено експерименти, які довели можливість кількісної оцінки деформаційного пошкодження як при циклічному, так і при статичному навантаженні.

8. Карускевич О.М. Влияние уровня напряжений на развитие деформа-ционного рельефа // Вестник двигателестроения. – 2005. - № 2. – С.79 - 83.

9. Деклараційний патент на корисну модель № 3470 “Спосіб визначення залишкового ресурсу елементів конструкцій за станом деформаційного рельєфу поверхні плакуючого шару” / Ігнатович С.Р., Карускевич М.В., Карускевич О.М. – 15.11.2004, Бюл. № 11.

анотація

Карускевич О.М. Оцінка залишкового ресурсу конструкційних алюмінієвих сплавів по еволюції деформаційного рельєфу поверхні. – Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук зі спеціальності 05.02.09 – Динаміка та міцність машин. – Національний технічний університет України “Київський політехнічний інститут”, Київ, 2006.

Дисертація присвячена розробці методу прогнозування залишкового ресурсу елементів авіаційних конструкцій.

Встановлено, що в результаті дії циклічного навантажування в широкому діапазоні режимів навантажування, на поверхні плакуючого шару конструкційних алюмінієвих сплавів формується і розвивається деформаційний рельєф, інтенсивність якого вказує на рівень накопиченого втомного пошкодження і залишковий ресурс елемента конструкції, що досліджується. Для кількісної характеристики рельєфу може бути застосований параметр пошкодження, який визначається як відношення площі поверхні з ознаками деформаційного пошкодження до площі поверхні, де ознаки локалізованої деформації відсутні.

Для виконання автоматизованого обчислення параметра пошкодження розроблено інструментальну базу і програмне забезпечення. Процес еволюції параметра пошкодження в процесі втоми може бути описаний регресійними рівняннями ступеневого типу.

У певному діапазоні режимів навантажування залишковий ресурс може бути визначений відповідно до значення параметра пошкодження, незалежно від рівня діючих напружень. Це відкриває можливість застосування методу і в умовах дії нерегулярного циклічного навантажування.

Ключові слова: авіаційні конструкції, втомне пошкодження, деформаційний рельєф, прогнозування залишкового ресурсу.

АННОТАЦИЯ

Карускевич О.М. Оценка остаточного ресурса конструкционных алюминиевых сплавов по эволюции деформационного рельефа поверхности. – Рукопись.

Диссертация на соискание степени кандидата технических наук по специальности 05.02.09 – Динамика и прочность машин. – Национальный технический университет Украины “Киевский политехнический институт”, Киев, 2006.

Диссертация посвящена разработке метода прогнозирования остаточного ресурса элементов авиационных конструкций по параметрам деформационного рельефа поверхности.

Установлено, что в результате действия циклически повторяющихся нагрузок в широком диапазоне режимов нагружения на поверхности плакирующего слоя конструкционных алюминиевых сплавов Д-16АТ,
2024 Т3, 7075 Т6 формируется и развивается деформационный рельеф, интенсивность которого указывает на уровень накопленного усталостного повреждения и остаточный ресурс исследуемого элемента конструкции.

Такой рельеф наблюдался как на стандартных образцах для усталостных испытаний, так и на образцах, препарированных из обшивки самолета Ан-24 и испытанных при напряжениях, близких к эксплуатационным.

Геометрия деформационного рельефа исследовалась методами оптической и электронной микроскопии, методом интерференционной профилометрии. Результаты исследования методами оптической и электронной микроскопии, подтверждая трехмерный характер дефектных структур поверхности, указывают на правомерность применения термина „деформационный рельеф”.

Исследование, проведенное методом интерференционной профилометрии, показало на существенную зависимость профиля деформационного рельефа от условий нагружения. При этом основная разница заключается в соотношении количества экструзий и интрузий.

Одним из количественных параметров деформационного рельефа является насыщенность поверхности плакирующего слоя визуальными признаками рельефа, которые могут быть оценены методами оптической микроскопии. Для количественной характеристики рельефа может быть использован параметр повреждения, который определяется как отношение площади поверхности с признаками деформационного повреждения к площади поверхности, на которой признаки локализованной деформации отсутствуют.

Для выполнения автоматизированного вычисления параметра повреждения разработана инструментальная база и программное обеспечение. Предложенный диагностический параметр повреждения и методика его количественной оценки позволяют назвать предложенный метод ИДР-диагностикой усталостного повреждения (ИДР-идентификация деформационного рельефа).

Исследование деформационного рельефа вблизи концентратора напряжений в виде отверстия показало соответствие распределения параметра повреждения теоретическому распределению напряжений.

В ходе выполнения исследования проведены усталостные испытания с мониторингом состояния поверхности при следующих значениях максимального напряжения отнулевого цикла нагружения: 67,3; 72,1; 77,0; 81,7; 86,5; 90,0; 91,3; 96,2; 105,8; 106,0; 110,0; 115,4; 120,0; 125,0; 129,8; 134,6; 140,0; 144,2 МПа.

При выполнении мониторинга состояния поверхности фиксировалось также количество циклов нагружения, соответствующее формированию усталостной трещины длиной 1,0 мм и количество циклов нагружения до полного разрушения.

Показано, что процесс эволюции параметра повреждения в процессе усталости может быть описан регрессионными уравнениями степенного вида. Полученные зависимости соответствуют общим закономерностям структурной перестройки в условиях циклического нагружения, а именно, снижению скорости процессов, связанных с микропластической деформацией в процессе усталости.

Полученные экспериментальные данные показывают, что в диапазоне максимальных циклических напряжений от 70,0 до 120,0 МПа предельное значение параметра повреждения D изменяется не существенно.

Инвариантность предельного значения параметра повреждения по отношению к уровню напряжений дает возможность представить связь параметра повреждения D с относительной циклической наработкой в виде единой интегрированной зависимости. Таким образом, в определенном диапазоне режимов нагружения остаточный ресурс может быть определен по текущему значению параметра повреждения. Это открывает возможность применения предложенного метода и в условиях действия нерегулярного циклического нагружения.

Ключевые слова: авиационные конструкции, усталостное повреждение, деформационный рельеф, прогнозирование остаточного ресурса.

ABSTRACT

Karuskevich O.M. Residual life estimation for structural aluminium alloys by the evolution of surface deformation relief. – Manuscript.

The dissertation for a scientific degree of the Candidate of Science (Engineering) by speciality 05.02.09 – Dynamics and strength of machines. – National Technical University of Ukraine “Kyiv Polytechnic institute”, Kyiv, 2006.

The dissertation is devoted to the development of the method for residual life prediction for the aircraft structure components.

It is determined, that as a result of cyclical loading in the wide range of loading regimes, the deformation relief on the surface of clad layer is forming and developing. The intensity of the relief points out the level of accumulated fatigue damage as well as residual life of the component to be inspected. For quantitative description of the relief the parameter can be applied, calculated as a surface with deformation damage features to surface without localized deformation signs ratio.

To conduct automatizative estimation of damage parameter the tool base and soft ware have been developed.

The process of the damage parameter evolution under fatigue can be described by the regression of exponential type.

In the certain range of loading regimes residual life can be estimated in accordance to the value of damage parameter, independently of the stress level. It allows to apply the method in irregular cyclical loading condition.

Key Words: aviation structures, fatigue damage, deformation relief, residual life prediction.