При циклическом нагружении самолетных конструкций в заклепочных соединениях
образуются и развиваются трещины усталости, что может привести к снижению остаточной прочности и внезапному обширному разрушению (Widespread Fatigue Damage
– WFD). Источником WFD является многоочаговое повреждение (Multi Site
Damage – MSD), для описания которого используют статистические методы. Так как
длина трещины при MSD ограничена расстоянием между соседними отверстиями,
для прогнозирования предельного состояния в ряду заклепок необходимо знать распределение размера усталостных трещин, которое можно получить по распределению времени наработки (количества полетных циклов) до образования трещины,
учитывая зависимость длины трещины от числа полетных циклов. Найдена формула
для распределения длины трещин при заданном количестве полетов реальной самолетной конструкции. По значениям параметров образования и роста дефектов выявлено, что такое распределение можно аппроксимировать степенной функцией гиперболического типа.
За циклічного навантаження конструкцій літаків у заклепкових з’єднаннях утворюються та розповсюджуються тріщини втоми, що може знизити залишкову міцність і зумовити раптове розповсюдження руйнування (Widespread Fatigue Damage – WFD).
Джерелом WFD є багатоосередкове пошкодження (Multi Site Damage – MSD), для опису
якого використовують статистичні методи. Оскільки довжина тріщини під час MSD обмежена відстанню між сусідніми отворами, для прогнозування граничного стану в ряду
заклепок необхідно знати розподіл розміру втомних тріщин, який можна отримати за розподілом часу напрацювання (кількості польотних циклів) до утворення тріщини, враховуючи залежність довжини тріщини від кількості польотних циклів. Одержана формула
для розподілу довжини тріщин, коли задана кількість польотів реальної конструкції літака. За значеннями параметрів утворення та росту дефектів виявлено, що такий розподіл
можна апроксимувати степеневою функцією гіперболічного типу.
Fatigue cracks are initiated and grow in a riveted joint of aircraft structures
under cyclic loading that can lead to a decrease of residual strength and to sudden widespread
fatigue damage (WFD). A Multiple Site Damage (MSD) is a source of WFD and the statistical
methods are used for its description. As the crack length in MSD is limited by the distance
between the adjacent holes it is necessary for the prediction of the boundary state in the rivets
row to have fatigue crack size probability distribution. In the given work it is shown how such
distribution can be obtained on the basis of probability distribution of life (a number of flight
cycles) to fatigue crack initiation, taking into account the dependence of crack length on a
number of cycles. The formula for crack length density distribution for a given value of service
time of a real aircraft structure is obtained. With the use of numerical values of parameters of
defects initiation and growth it is found that the given distribution can be approximated by the
power function of hyperbolic type.
