Проведено експериментальне дослідження локальних деформацій у зразках із різними концентраторами напружень за умов циклічного та монотонного навантажень. Деформації в надрізах виміряно малобазними тензометрами. За результатами випробувань гладких зразків побудовано діаграми циклічного деформування сталі та двох алюмінієвих сплавів. Виконано зіставлення амплітуд повних деформацій, розрахованих за відомими наближеними методиками, з експериментальними даними. Встановлено, що найкраще узгодження забезпечує формула Нейбера з поправковою функцією Махутова. Наведено рекомендації щодо застосування цієї функції для розрахунку амплітуд локальних деформацій за умов навантажень, які відповідають багатоцикловій утомі та області переходу від малоциклової до багатоциклової утоми.

Виконано дослідження залежності довговічності гладких і надрізаних зразків від різних параметрів напружено-деформованого стану у вістрі надрізу в області багатоциклової утоми до виникнення тріщини. Випробувано зразки зі сталі 30ХГСА та сплавів Д16АТ і АМцМ із різними концентраторами напружень. Локальні деформації виміряно малобазними тензометрами з використанням методу петлі гістерезису. Показано, що довговічності співпадають за однакових значень амплітуд залишкових деформацій. Запропоновано й зіставлено з експериментальними даними залежність для розрахунку амплітуди залишкової деформації.

Запропоновано метод розрахунку довговічності тіл із концентраторами напружень до виникнення тріщини утоми, що базується на енергетичному критерії руйнування. За визначальний параметр прийнято розсіювання в надрізі енергії. Метод дозволяє прогнозувати довговічність тіл із надрізами за регулярним симетричним навантаженням за циклічними деформаційними й утомлювальними характеристиками матеріалу, одержаними під час дослідження гладких зразків. Розглянуто вплив абсолютних розмірів концентратора напружень на довговічність, запропоновано залежності для розрахунку градієнтів розсіяної енергії та амплітуди залишкової деформації. Зроблено зіставлення з результатами досліджень надрізаних зразків зі сталі 30ХГСА та алюмінієвих сплавів Д16АТ і АМцМ.

Запропоновано методику розрахунку довговічності металів у разі бігармонічного навантаження, що базується на енергетичному критерії руйнування та використанні циклічних деформаційних та утомних характеристик матеріалу. Одержані дані зіставлено з відомими експериментальними.

Предложен метод расчета долговечности при случайном нагружении, основанный на энергетическом критерии усталостного разрушения и модели циклического деформирования материала после перегрузки. Обосновано определение максимальной амплитуды напряжений по числу циклов повторения за время нагружения до разрушения. Результаты расчетов долговечности в условиях однородного напряженного состояния сравнены с экспериментальными данными Свенсона, гипотезой спектрального суммирования повреждений Райхера и гипотезой линейного суммирования. Установлена зависимость правой части гипотезы линейного суммирования повреждений от дисперсии случайного процесса нагружения.

Выполнен анализ влияния принимаемой модели турбулентной атмосферы на долговечность регулярных зон крыла. Проведено сопоставление полученных результатов с расчетами сотрудников ЦАГИ.

Рассмотрен вопрос определения параметров локального цикла деформирования в расчетах долговечности элементов конструкций, работающих в условиях сложного напряженного состояния при циклическом нагружении. Выполнен анализ результатов расчетов долговечности для 2-х схем локального циклообразования. Проведено сопоставление результатов расчетов и испытаний долговечности образцов из стали 30ХГСА с концентраторами напряжений.

Разработан программно-аппаратный комплекс, предназначенный для проведения исследований циклических деформационных и усталостных характеристик конструкционных материалов в автоматизированном режиме. Представлены методика экспериментальных исследований и алгоритмы определения параметров циклического деформирования. Рассмотрены 3 способа определения амплитуды остаточной деформации. Проведен сравнительный анализ способов с помощью моделирования диаграммы циклического деформирования с наложением реального шума.

Освещены вопросы разработки и обоснования метода расчета допускаемых напряжений в элементах конструкции крыла самолета, обеспечивающих проектный ресурс. Метод позволяет учесть профиль типового полета самолета, характеристики выносливости конкретного конструкционного материала и конструктивного решения. Учет повышенной концентрации напряжений в зонах конструктивной нерегулярности предложено проводить путем определения локального напряженно-деформированного состояния конструкции. Выполнено сопоставление с экспериментальными данными по ипытаниям стандартных образцов (образцы со свободным и заполненным отверстиями, проушины) и натурных панелей крыла из сплава В95пчТ2. Анализ влияния основных параметров профилей типового полета (высоты полета, скорости набора высоты и снижения) на ресурс элементов конструкции самолета позволяет давать рекомендации по выбору этих параметров с точки зрения обеспечения максимального ресурса.

Предложена методика расчета зависимости допускаемых напряжений регулярной зоны конструкции крыла большого удлинения от проектного ресурса. Методика позволяет учесть заданный профиль типового полета конкретного самолета. Выполнены расчеты долговечности регулярной зоны нижней панели крыла двух транспортных самолетов. Отмечено хорошее согласование результатов расчета с известными экспериментальными данными. Проанализированы различные схемы атмосферной турбулентности.

Предложена методика расчета ресурса регулярной зоны конструкции крыла большого удлинения в зависимости от допускаемых или эквивалентных напряжений на этапе проектирования. Методика позволяет учесть заданный профиль типового полета конкретного самолета и усталостные характеристики материала конструкции. Сопоставлены известные подходы ЦАГИ между собой и с результатами предлагаемого анализа на примере пассажирского самолета. Отмечено хорошее согласование результатов расчета с известными экспериментальными данными.

Предложена методика определения локальных упругопластических напряжений и деформаций в условиях действия растяжения-сжатия и изгиба. В качестве зависимости между номинальными и упругопластическими напряжениями предложено обобщенное уравнение. Предложена зависимость для определения обобщенного коэффициента концентрации напряжений, позволяющая учесть изменение коэффициента концентрации напряжений в зависимости от действующей нагрузки. Установлено хорошее согласование величин напряжений и деформаций, полученных с использованием предложенной методики и метода конечных элементов.

Конкретизирован метод расчета долговечности по локальному напряженно-деформированному состоянию элементов конструкций из алюминиевых сплавов при отнулевом регулярном погружении. Проведено сравнение результатов расчета с данными испытаний образцов со свободным и заполненным отверстиями, а также проушин. Даны рекомендации по применению метода расчета долговечности по номинальным напряжениям.

Предложена зависимость для расчета долговечности элементов конструкций на основе решения задачи о концентрации напряжений в упругой постановке и использовании кривой усталости образцов со свободным отверстием. Проведено сопоставление с результатами испытаний образцов с заполненным отверстием, проушин и панелей крыла самолета. Приведена методика экспериментальных исследований и конечно-элементных расчетов. Выполнена статистическая оценка рассеивания экспериментальных данных.

Приведен подход, позволяющий на основе данных летных испытаний уточнить величину подъемной силы крыла и распределение изгибающего момента по его размаху. Установлена функциональная зависимость между подъемной силой, перегрузкой в центре тяжести, скоростью и высотой полета самолета. На примере самолета Бе-200ЧС выполнен расчет изгибающих моментов по размаху крыла. Отмечено хорошее согласование расчетных и экспериментальных данных.

Информацию о закономерностях нагружения летательного аппарата на режимах типового полета получают по результатам летных испытаний. Точность и достоверность данных зависит от выбора мест размещения и тарировки тензодатчиков вдоль размаха крыла. Сечения вдоль крыла самолета, в которых выполняют подготовку и наклейку тензорезисторов, называют препарированными. Предложено использование метода конечных элементов для определения расположения препарированных сечений и тензодатчиков в них, выбора величин и мест приложения тарировочных нагрузок. На примере крыла среднемагистрального самолета проанализированы места наклейки тензорезисторов и задания на их тарировку. Приведены зависимости для расчета тарировочных коэффициентов. Сформированы рекомендации, позволяющие упростить и ускорить проведение предварительной тарировки.

При оценке прочности и ресурса авиационной техники возникает необходимость в многократных расчетах напряженно-деформированного состояния конструкций при различных условиях эксплуатации. Предложен метод расчета общего напряженного состояния крыла на основе принципа суперпозиции, интегральных силовых факторов и конечно-элементного анализа. Вместо проведения сотен расчетов напряженно-деформированного состояния конструкции методом конечных элементов (МКЭ) необходимо выполнить только два, которые восстанавливают напряжения при действии единичных нагрузок. Компоненты общего напряженного состояния для произвольной точки циклограммы нагружения можно определить как суперпозицию единичных напряжений умноженных на соответствующие значения силовых факторов в сечении крыла большого удлинения. На примере крыла транспортного самолета выполнено сопоставление напряжений, полученных по предложенному методу и МКЭ. Получено хорошее согласование данных.

Предложен метод расчета интегральных силовых факторов вдоль размаха крыла большого удлинения в зависимости от веса самолета и топлива, перегрузки и скоростного напора. Метод расчета позволяет ускорить определение поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов вдоль размаха крыла на различных режимах типового полета, по которым предполагается эксплуатация рассматриваемого летательного аппарата.

Введено понятие о коэффициентах деградации прочностных характеристик материалов силовой конструкции купола парашюта. Эти коэффициенты определены как отношение разрушающих нагрузок после длительной эксплуатации или хранения к исходным, принятым при проектировании. Отмечена зависимость коэффициентов запаса прочности от коэффициентов деградации. Принято условие равенства коэффициентов запаса прочности после длительной эксплуатации или хранения и при проектировании, показано, что отношение максимально допустимых нагрузок равно коэффициенту деградации. Изложена методика расчёта нагрузок на парашют при раскрытии. Использован упрощённый подход, предложенный Н. А. Лобановым. В соответствии этим подходом приняты коэффициент динамичности равный двум, методика определения опасного сечения купола при оценке прочности ткани, зависимость скорости в момент полного наполнения купола парашюта от обобщённого эмпирического коэффициента. Характеристики стандартной атмосферы в виде зависимостей от высоты покидания самолёта заданы аппроксимирующими функциями. Движение тела до момента раскрытия парашюта задано в виде дифференциальных уравнений с известными начальными условиями. Решение уравнений позволяет найти скорость падения в момент начала раскрытия парашюта в зависимости от времени задержки. Приведены скорости установившегося свободного падения без введения парашюта в работу и со стабилизирующем парашютом, скорость приземления с основным парашютом. Установлены зависимости максимально допустимых нагрузок на купол в момент раскрытия от коэффициентов деградации прочности для ткани купола, строп, свободных концов подвесной системы. Предложены соотношения для максимально допустимой скорости в момент начала раскрытия парашюта по требованиям прочности. Эта скорость определяет максимально допустимую скорость десантирования для конкретного типа парашюта после длительной эксплуатации или хранения.

Сообщение 2 является продолжением Сообщения 1 [1], в котором предложена зависимость максимально допустимых нагрузок на парашют от коэффициентов деградации прочностных характеристик элементов силовой конструкции. Принято условие равенства коэффициентов запаса прочности элементов после длительной эксплуатации и при проектировании. Проведено сопоставление результатов расчета скоростей и нагрузок на парашют с опубликованными экспериментальными данными. В частности, для спасательного парашюта выполнены расчеты скорости падения в момент начала наполнения купола и максимальной нагрузки в зависимости от скорости самолета. Скорость падения рассчитана численно по уравнениям движения системы манекен - парашют с заданными начальными условиями. Эта скорость практически совпадает с измеренной экспериментально. Вполне удовлетворительное согласование имеет место и для максимальной нагрузки. В соответствии с методикой Н. А. Лобанова максимальная нагрузка зависит от скорости в момент полного раскрытия парашюта. Эта скорость в значительной мере определяется величиной эмпирического обобщенного коэффициента К. Численное значение К следует находить для конкретного парашюта из условия согласования рассчитанных и экспериментально измеренных нагрузок. Анализ полетных ограничений максимальных скоростей десантирования от коэффициентов деградации прочностных характеристик конструкционных материалов проведен для двух случаев. Первый соответствует постоянству времени отделения от самолета до введения купола парашюта в работу, второй - учету зависимости этого времени от скорости самолета. Расчеты зависимости максимально допустимой скорости самолета от коэффициентов деградации выполнены в максимально широком диапазоне изменения обобщенных коэффициентов К для ткани купола и строп. Рассмотрены запасной З-5 и десантный Д-5 серии 2 парашюты. Установлены зависимости максимально допустимых скоростей десантирования от коэффициентов деградации прочности элементов каркаса указанных парашютов. Действительное значение этих коэффициентов должно быть установлено путём разрушающих прочностных испытаний.