Энциклопедия техники - ресурс

1) Р. авиационной конструкции — продолжительность функционирования (наработка) конструкции летательного аппарата, выраженная в лётных часах или числом полётов до наступления предельного состояния, при котором дальнейшая эксплуатация летательного аппарата прекращается по требованиям безопасности или эффективности эксплуатации в связи с возможным недопустимым снижением прочности. Обеспечение больших Р. является комплексной задачей, сложность которой обусловлена спецификой летательного аппарата как технического изделия. Достижение необходимых лётных, эксплуатационных и экономических характеристик требует максимального снижения массы конструкции и повышения напряжённости её работы при условии обеспечения безопасности эксплуатации в пределах Р.

Проблема Р. приобрела особую актуальность в конце 50-х гг. в связи с бурным развитием гражданской авиации и рядом катастроф реактивных пассажирских самолётов (например, английского самолёта «Комета-1»), последовавших из-за недостаточного сопротивления усталости герметичных фюзеляжей. В США, Великобритании и других странах с развитой авиационной промышленность были проведены исследования ресурсных характеристик конструкций летательных аппаратов; в СССР под руководством А. И. Макаревского в Центральном аэрогидродинамическом институте и в ряде КБ — работы по созданию нормативных требований и методов обеспечения безопасности эксплуатации летательного аппарата по условиям сопротивления усталости. Проводившиеся исследования касались в основном способов определения наработки, которую можно допустить для уже поступившей в эксплуатацию конструкции при крайне малой вероятности возникновения опасных усталостных трещин. В связи с повышением требований к интенсивности эксплуатации и эффективности самолётов в 70-х гг. определение и обеспечение требуемых больших Р. стало необходимым уже на этапах проектирования летательного аппарата. Методы, обеспечивающие Р. на этапе проектирования и при эксплуатации, аналогичны и сводятся в основном к следующему: определение совокупности нагрузок, действующих на конструкцию; определение характеристик сопротивления усталости на стадиях зарождения и распространения трещин при нагружении упрощённого вида, позволяющем провести необходимый эксперимент; установление связи между реальной и упрощённой совокупностями нагрузок; назначение коэффициентов надёжности.

Определение совокупности переменных нагрузок, действующих на конструкцию, проводится применительно к нагрузкам функционирования, обусловленным параметрами эксплуатации (массой летательного аппарата, топлива и полезного груза, скоростью и высотой полёта и т. д.), и к дополнительным нагрузкам, вызываемым маневрированием, наличием атмосферной турбулентности, неровностями поверхности земли и др. При проектировании переменной нагрузки определяются (для прогнозируемых режимов эксплуатации) на основе аэродинамических и весовых характеристик летательного аппарата с использованием методов статистической динамики для расчёта реакций самолёта как колебательной системы на стохастические внешние воздействия и другими способами. На этапе эксплуатации проводят прямые измерения переменных нагрузок, включая массовые статистические исследования перегрузок в центре тяжести самолёта.

Характеристики сопротивления усталости для стадий зарождения и распространения трещин в период проектирования получают экспериментально, испытывая действием, как правило, упрощённой совокупности переменных нагрузок характерные для данной конструкции образцы соединений, а также опытные панели и узлы, представляющие собой фрагменты ответственных участков конструкции. В ходе испытаний ведут направленный выбор материалов, полуфабрикатов, конструктивных форм и технологических процессов, обеспечивающих высокий уровень сопротивления усталости и распространению трещин. При поступлении летательного аппарата в эксплуатацию и установлении Р. в соответствии с Нормами лётной годности проводят прямые испытания натурной конструкции планёра самолёта (см. Ресурсные испытания).

Важным фактором является установление связи (эквивалентности) между реальной и упрощённой совокупностями переменных нагрузок, позволяющей перейти от исчисления долговечности в некоторых условных циклах к исчислению их в лётных часах, полётах или других единицах реального функционирования летательного аппарата или его агрегатов. При проектировании эквивалентность определяется с помощью ряда известных расчётных методов (например, путём систематизации совокупностей переменных нагрузок, учётом асимметрии циклов нагружения, на основе гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений); в ходе прямых испытаний элементов конструкции как при упрощённом, так и при реальном нагружении. В период эксплуатации с этой целью на базе методов математической статистики сопоставляют число циклов до возникновения трещины в конкретном месте конструкции при испытаниях в лаборатории с наработкой до возникновения аналогичных трещин при эксплуатации, если они появлялись на ряде экземпляров эксплуатируемой модели летательного аппарата.

Для обеспечения Р. назначают коэффициенты надёжности конструкции, компенсирующий возможное рассеивание количества и значений переменных нагрузок, характеристик сопротивления усталости, погрешности методов. Коэффициент надежности выбирают или по принципу «безопасного ресурса», то есть так, что появление трещин усталости практически невероятно, или с учётом эксплуатационной живучести авиационной конструкции на основе методов теории вероятностей и математической статистики. Исходя из требуемой надёжности авиационной конструкции Р. летательного аппарата в целом определяется по Р. отдельных элементов, разрушение которых или появление у них повреждений может непосредственно привести к катастрофической ситуации. В случае необходимости Р. увеличивается после контроля, ремонта или замены этих элементов.

Безопасность авиационной конструкции по условиям сопротивления усталости подтверждается перед началом регулярной эксплуатации при установлении первоначально назначенного Р. и в процессе эксплуатации по мере выработки ранее установленного Р. При этом проводится последовательное (поэтапное) установление увеличенных значений назначенного Р. на основе накопления и обобщения сведений об условиях нагружения и технического состояния конструкции.

2) Р. двигателя — продолжительность или объём работы (наработка) двигателя в эксплуатации до предельного состояния при котором дальнейшая работа двигателя прекращается по требованиям безопасности и эффективности эксплуатации. Р. измеряется продолжительностью эксплуатации в часах, полётных циклах, включениях и т. п. Существуют Р. назначенный, гарантированный и Р. до списания.

Наиболее важным является назначенный ресурс двигателя и его элементов. Назначенным P. называется суммарная наработка двигателя (в часах, циклах и т. п.), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его состояния. Назначенный Р. двигателя и его отдельных элементов могут быть различными. При выработке этого Р. соответствующие детали, узлы двигателя подлежат обязательной замене в процессе ремонта или технического обслуживания. Назначенный Р. ответственных элементов двигателя (дисков, валов и др.) определяется расчётами и подтверждается, как и для двигателя в целом, эквивалентно-циклическими испытаниями двигателя. Значение назначенного Р. изменяется в процессе эксплуатации по мере подтверждения его соответствующими испытаниями, различают начальный назначенный Р., временно назначенный Р. и т. д. Составными частями назначенного Р. являются Р. до первого капитального ремонта и межремонтные Р.

В течение гарантированного ресурса устранение конструктивно-производственных дефектов двигателя производится за счёт поставщика.

Для расчёта потребности в авиационных двигателях используется ресурс до списания — расчётное значение наработки двигателя от начала эксплуатации до списания двигателя. Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия

Главный редактор Г.П. Свищев

1994