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.
В. Г. Лейбов, Е. А. Шахатуни.
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.
И. А. Биргер.
Лит.: Гудков А. И., Лешаков П. С., Райков Л. Г., Внешние нагрузки и прочность 
летательных аппаратов, 2 изд., М., 1968; Серенсен С. В., Когаев Б. П., 
Шнейдерович Р. М., Несущая способность и расчет деталей машин на прочность, 
3 изд., М., 1975.
ресурсные испытания авиационной конструкции — воспроизведение в лаборатории 
внешних воздействий, соответствующих условиям типовой эксплуатации планёра