Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance

Prezentace na téma: "Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance"— Transkript prezentace:

1 Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance
podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical Engineering Vladivoj Otšenášek – SVÚM Praha upravil Milan Růžička

2 Zastoupení příčin únavových poruch
Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995. 2

3 Lokalizace výskytu poruch
Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995. 3

4 Oblasti pevnosti a životnosti
Základní pojmy Oblasti pevnosti a životnosti Amplituda napětí [MPa] Počet cyklů [-]

5 Základní pojmy – Konstrukce
  Primární konstrukce (Primary structure) je konstrukce, která přenáší letová i pozemní zatížení, či zatížení přetlakem. Má prakticky totožný význam jako nosná konstrukce.  Sekundární konstrukce (Secondary structure) je konstrukce, která přenáší pouze vzdušná nebo setrvačná zatížení, která působí vně nebo uvnitř této konstrukce. Témata 5, 7 a 8 5

6 Základní pojmy – Konstrukce
Nosná konstrukce (Airframe) součásti letounu, jejichž porucha vážně ohrozí letoun po pevnostní stránce. Části konstrukce podléhající průkazu (AAS=Airworthiness affected structure) součásti konstrukce, na které se vztahuje průkaz letové způsobilosti Témata 5, 7 a 8 6

7 Základní pojmy – Konstrukce
 Kritické nosné prvky (CSE=Critical structural elements) (SSI =Significant structural elements) jsou takové prvky, jejichž porucha způsobí katastrofické selhání letounu.  Hlavní nosné prvky (PSE =Principal structural elements) jsou takové prvky primární části konstrukce, které přispívají významně k přenosu letových i pozemních zatížení a zatížení od přetlaku. Jejich porucha může způsobit katastrofické selhání letounu. Témata 5, 7 a 8 7

8 Sekundární konstrukce
Klasifikace konstrukcí Základní klasifikace Primární konstrukce Sekundární konstrukce SSI = PSE = AAS Celá konstrukce AAS: Airworthiness affected structure (Části u nichž se prokazuje letová způsobilost) PSE: Principal structural element (Hlavní nosné prvky primární konstrukce) SSI: Significant structural item ( Význačné (kritické ) nosné prvky)

9 Kritéria výběru kritických částí
Části přenášející významné silové toky Části namáhané vysokým nominálním napětím Části s koncentrátory napětí Části podrobené vysokofrekvenčnímu zatížení Sekundární části, které při porušování primárního dílu jsou přetěžovány Části z materiálu s vysokou rychlostí šíření trhlin Oblasti náchylné k náhodnému poškození Díly, které se ukázaly být kritické při únavových zkouškách konstrukce

10 Kategorie poškození konstrukce
Lokální poškození Local Damage (LD) Poškození více lelementů Multiple Element Damage (MED) Rozprostraněné ún. poškození Widespread Fatigue Damage (WFD) Vícenásobné poškození Multiple Site Damage (MSD)

11 Způsoby navrhování na únavu
Konstrukce s bezpečným životem (Safe-life) konstrukce musí být posouzena s ohledem na schopnost vydržet opakovaná zatížení proměnné velikosti předpokládané během celého únavového života a to bez zjistitelných trhlin. Konstrukce bezpečná při poruše (Fail-safe) znamená, že konstrukce je navrhována tak, aby katastrofické selhání nebylo pravděpodobné ani po vzniku únavové poruchy, nebo při zřejmém selhání jednoho důležitého nosného členu. ČVUT FS & ČSM, datum 11

12 Způsoby navrhování na únavu
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY 12

13 Způsoby navrhování na únavu
Konstrukce s přípustným poškozením (Damage tolerance) konstrukce jako celek je posuzována při vážném poškození únavou, korozí, nebo provozním poškozením, ke kterému může dojít v průběhu provozního života letounu, s ohledem na schopnost zbytku konstrukce přenést významné provozní zatížení bez poruchy nebo bez značných provozních deformací po dobu do zjištění takového poškození. Konstrukce s pomalým šířením trhlin (Slow crack growth) materiálové a konstrukční opatření nemohou v provozu způsobit rychlé šíření trhliny, nebo jejich vzájemné spojování, takže rozvoj trhliny mezi dvěma kontrolními prohlídkami nemůže způsobit poruchu. ČVUT FS & ČSM, datum 13

14 Způsoby navrhování na únavu
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY 14

15 Základní pojmy – Přenos zatížení
Jednoduchý přenos zatížení (Single load path) působící zatížení je rozloženo pouze na jeden prvek uvnitř soustavy a jehož porucha způsobí ztrátu schopnosti přenášet zatížení u součásti, jejíž je členem.  Mnohačetný přenos zatížení (Multiple load path) je totožný se staticky neurčitou konstrukcí, kde při poruše jednoho prvku je působící zatížení bezpečně rozloženo na ostatní nosné prvky. F F Témata 5, 7 a 8 15

16 Vývoj koncepce Safe life, fail safe and damage tolerance
Vývoj předpisů pro certifikace letadel multiple damages, full scale fatigue tests 1950 1980 1970 1960 2010 2000 1990 20xx Damage Tolerance, (Safe Life pouze pro táhla a podvozky) 1998 FAR Amend. 96 V návrhu Structural Damage Capability Safe Life or Fail Safe 1978 FAR NCÚ (trup) Předpisy letové způsobilosti Amend. 45 1956 CAR4b.270 1953 CAR 4b.216 year 1954 Comet 1974 MIL-A-83444 1988 Aloha

17 Způsoby navrhování na únavu
Safe Life: (1956 to 1978) * Nepřipouští vznik trhliny Klasické metody únavy Palmgren/Miner Neuvažuje poškození z výroby ani korozní poškození Fail Safe: (1956 to 1978) limitní je kritická délka vady a-crit Metody lomové mechanikydundancy Staticky neurčité konstrukce Schopnost provozu s poruchou nepředepisuje pravidelné kontroly délka trhliny a-crit Fail Safe Safe Life a-det hodin provozu N

18 Způsoby navrhování na únavu
Damage Tolerance: využívá znalosti šíření trhlinyN +kritické délky a-crit Metody lomové mechaniky periodické prohlídky, NDT nevyžaduje zálohování prvků, je však doporučeno Damage Tolerance Interval prohlídek = N / k

19 Způsoby navrhování na únavu
Příklad selhání filosofie safe life – nehoda v Lusace 1977 iniciace trhliny zadní nosník (3 oka) horní závěs fail safe komponent dolní závěs Porušení horního závěsu vlivem únavy Utržení vodorovné ocasní plochy – chybně aplikovaná isnpekce Nevhodný výběr členu pro ffail-safe koncepci

20 Způsoby navrhování na únavu
Příklady neúspěšných řešení do r. 1978) Safe Life Design (FAR ) Safe life, bezp. k=4 Vznik poruchy po Důvod poruchy A/C type Drak KC-135 Dolní potah křídla h 1 000 – h (14 případů) Poškození při výrobě nebo provozu F5 Kořen křídla 4 000 h 1 900 h (1 případ) F111 Centroplán 105 h (1 případ) A300 (fatigue) Spojení trupu C (factor 2 in test) C Poškození přiúdržbě door panel doubler outer fuselage skin area with scratches podélná trhlina 950 mm Stringer 11RH area without scratches

21 O čem je DT? Určení intervalu periodických prohlídek Téma 4 21

22 Způsoby navrhování na únavu
Příklad úspěšné funkce DT Nehoda: vznik trhliny v trupu - dekomprese nůž přepážka rýhy fólie zastavovač trhliny l nýtové spoje rýhy od nože při řezání fólie successful: Rýhy iniciovaly korozi a následně únavový defekt Růst trhliny, zastavil se na zastavovačích z Al slitiny

23 Klasifikace konstrukcí
Single load path structure - Jednoduchý přenos zatížení Poškození by měla být snadno detekovatelná a doložena pomalým šířením defektu nebo schopností ho zabrzdit Single load path je přípustný, ale nedeoporučuje se. Další předpisy ho omezí v používání

24 Klasifikace konstrukcí
Multiple load path structure – mnohočetný přenos zatížení Trhlina je dekována a může se šířit i v dalších (vnějších) částech (např. v potahu po poruše podélníku), doložit pomalé šíření a detekovatelnost po poruše primárního členu; na interní prvek omezení nevztahuje detekovatelná trhl. šíření v potahu detectable critical damage assumed délka trhliny kritická délka trhl. při limitním zatížení doba šíření detekovatelná délka délka trhliny na interním členu počet letů Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami monitorování stavu konstrukce SHM.

25 doba pro detekci trhliny
Klasifikace konstrukcí MLP nedetekovatelná před poruchou primární části Předpoklad: Trhlina v primární části nebude odhalena dříve, než se celý prvek poruší. Interval prohlídek determinuje doba šíření trhliny v sekundárním členu. Aplikace pro malé a doplňkové díly: závěsy, přídavná oka, kování dveří aj. doba pro detekci trhliny krit. délka trhliny počet letů critical délka trhliny initial damages aip ais in primary load path in secondary load path primární díl šíření trhliny v sekundárním dílu sekundární díl ais + a a porušení primárního dílu

26 Klasifikace konstrukcí
MLP – detekovatelná před poruchou primární části Předpoklad: Trhlina v primární části bude odhalena dříve, než se celý prvek poruší. Interval prohlídek determinuje doba šíření trhliny od nalezení defektu Návrh umožňuje delší periody prohlídek nebo vyšší zatížení. Doporučuje se

27 Oblasti uplatnění DT Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle předpisu AC C Křídlo a ocasní plochy Řídící plochy, náběžné klapky, klapky a jejich mechanické systémy a příslušenství (závěsy, dráhy a příslušenství); Panely s integrální výztuhou - podélníky; Spoje primárních dílů; Závěsy; Potahy a zesílení kolem výřezů nebo spojů; Panely s podélníky; Části nosníků, překryty nosníků;

28 Oblasti uplatnění DT Trup Přepážky a potah; Rámy dveří;
Kabina- okna pilotů; Tlaková přepážka; Potahy a rámy okolo výztuh otvorů a dvířek trupu; Potahy a spoje potahu od tečných napětí; Potahy a spoje potahu od ohybových napětí draku; Závěsy, rámy, zámky dveří Rámy oken Podvozek a jeho části - dnes jediná část pro aplikovatelnost safe-life Připojení motorů

29 pianový závěs dveří pro cargo
Příklady Fail-safe Závěsy křídel na trupu C77 pianový závěs dveří pro cargo 7175 T73511 Ti 6Al4V

30 Damage tolerant design
Zatížení 1.5 1.0 život Návrhové zatížení Limitní (max. provozní) doba provozu bezpečná doba šíření práh délka trhliny kritická délka trhliny Interval Interval min. detekovatelná t. život

31 Damage tolerant design - příklad
panel s podélníky Zbytková pevnost a doba šíření může být prodloužena správným dimenzováním podélníků: W t Průřez podélníku = A tuhostní poměr:  = A*EStr/Wt*Eskin (US)  = A*EStr/(A*EStr+WtEskin) (Evropa) Doporučuje se použít mater. s vyšší pevností (např. potah: 2024 nebo 2524T3, podélník: 7xxx). A navrhnout poměr  ≥ 0.25 (pro panely trupu)

32 Damage tolerant design - příklad
Spojení potah podélníky 4 různé technologie- 2 kategorie: spojované: Integrované: Obrábění nebo protlačování Nýtování Svařovaní Lepení

33 Damage tolerant design - příklad
Spojované Svařované nýt svar Mezivrstva Potah 2024, 2524, 7475 Podélník 2024, 7075, 7349 7055 přepážka 2024, 7075 potah 6013, 6056 podélník 6110, 6056 přepážka 2024, 7075 drát LBW: AlMgSi12

34 Damage tolerant design
Vliv nýtovaných podélníků na šíření trhliny poměr tuhostí 0.58 rozteč podélníků 6 inch Aluminum stringer Podélník panel bez výztuh 90% scatter 2 4 6 8 inch da/dn in/cycle mm/cycle N (1000 cycles) 10 -4 10 -2 10 -6 10 20 40 60 70 50 30 150 100 200 šíření trhliny počet cyklů mm  STR 6‘‘ panel s podélníky 

35 Damage tolerant design
Vliv integrálních podélníků na šíření trhliny da/dn in/cycle 10 -4 10 -2 10 -6 mm/cycle mm 100 60 40 20 80 2 1 3 4 inch Stringer Unstiffened panel 90% scatter panel s podélníky STR 2‘‘ panel bez výztuh

36 Damage tolerant design
Zbytková pevnost pro vyztužený panel Zbytková pevnost (ult)= Rm materiálu křivka pevnosti podélníku odvozená od jeho koncentrace napětí Podélník Porucha bez zastavení trhliny Zbytková pevnost panelu s výztuhou Oblast stabilního šíření za podélníkem Křivka zbytkové pevnosti panelu bez výztuhy Napětí pro iniciaci trhliny v panelu s výztuhou Initiation of crack growth in unstiffened panel 2a 2s 2a << 2s délka trhliny 2a Napětí pro iniciaci trhliny v panelu bez výztuhy

37 Damage tolerant design-příklad
Trup při namáhání přetlakem Šíření trhlin zpomalují zastavovače trhlin (crack stoppers or crack retarders). Dvě možnosti řešení Kruhová výztuž kolem celého trupu. Zabrzdí trhliny, které by se rozvíjely z nýtových spojů v její řadě i mimo ni. Lokální výztuhy, které zbrzdí trhliny při šíření v nýtovém spoji

38 Damage tolerant design - příklad
Cíl: zamezit vzniku trhliny přes dvě pole trupu Lepené pruhy z GLARE pod nýtová připojení přepážek – zbrzdí podélné trhliny Reziduální pevnost: potah1.6 mm , mater. 2024, 2524, výztuha: GLARE (tloušťka 1.4 mm, šířka 60 mm) FR STR % 100 % Allowable stress trhlina přes 2 pole (e.g. two-bay crack) výztuha (zastavovač) bez výztuh s výztuhou

39 Damage tolerant design - příklady
Rozvětvení trhliny spojované nebo integrální provedení může mít jiný mechanismus rozvoje defektu: Spojované: nýtovaný nebo lepený trhlina se nerozšíří do podélníku stage 1 stage 2 stage 3 Integrální: obrobený, protlačovaný trhlina se rozdvojí na podélník a potah stage 1 stage 2 stage 3

40 Damage tolerant design - příklady
Zastavovače trhlin v podélném spoji: trhlina změní směr šíření, když dosáhne výztuhy Trhlina na vnější vrstvě se stane viditelnou (mimo NDT metody) Mechanismus byl ověřen testy CRACK STOPPER směr růstu Změna směru šíření

41 DETECTABLE LENGTH LBAS DETECTABLE LENGTH LDET PRACTICABILITY RATING
Failure detectability Detectable crack length for visual inspection to meet MSG3 BASIC VISIBLE DETECTABLE LENGTH LBAS MATERIAL GAUGE EFFECT EDGE EFFECT VISIBLE LENGTH LVIS HIDDEN LENGTH LH DETECTABLE LENGTH LDET DAMAGE TOLERANT SSI INSPECTION LEVEL GENERAL VISUAL. DETAILED SPECIAL RATE VIEW CONGESTION SIZE LIGHTING SURFACE ACCESS RATING IS RATING O? YES NO SELECT NDT METHOD PRACTICABILITY RATING CONDITION RATING GO TO NEXT HIGHER

42 Detekovatelnost trhlin
Detekovatelné trhliny při vizuálních prohlídkách podle MSG3 (Maintenance steering group 3) CASE 1 CASE 2 LH = LO + LC CASE 3 LH = LO + 2LC LVIS = LVIS1 + LVIS2 =Směr vizuálního pozorování LVIS LO LDET LC LH LVIS2 LVIS1 Lo LVIS: je délka určovaná dle MSG3 LVIS = LBAS x (gauge factor) x (edge factor) LDET: délka detekovatelné trhliny je spočtena podle vztahu LDET = LVIS + LH L LCRIT N Interval I =N/j LDET LVIS LH FC

43 Detekovatelnost trhlin
Detekovatelnou délku trhliny pro danou NDT– určuje PoD křivka Tyto křivky jsou platné pouze pro daný případ, nelze aplikovat obecně. Doporučuje se pravděpodobnost objevení trhliny 90 % a interval spolehlivosti (confidence level) of 95 % . HFEC(r) (rotating probe) 100 US LFEC 90 95 MP LP XR HFEC 80 (95) VIS 60 50 50 Pravděpodobnost detekce % 40 20 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 délka trhliny (mm) Legenda následuje

44 SURFACE BREAKING DEFECTS SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTS
Detekovatelnost trhlin NDT metody MATERIAL VIS LP MP HFEC HFEC(r) Al Alloy, Steel, Titanium Al Alloy Ferromagnetic Steels US LFEC XR SURFACE BREAKING DEFECTS GROUP 1: (GOOD SURFACE FINISH - GOOD ACCESS) CLOSE VISUAL LIQUID PENETRANT MAGNETIC PARTICLE HF EDDY CURRENT (rotating probe) SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTS GROUP 2: ULTRASONIC LF EDDY CURRENT X RAY

45 Abbreviations and symbols
A Permanent strain at rupture a Crack length AAS Airworthiness affected structure AC Advisory circular (US) AFRP Aramid fiber reinforced plastic Al Aluminum Al-Li Aluminum-Lithium AlMgSc Aluminum-Magnesium-Scandium AlMgSi Aluminum-Magnesium-Silicium CA Constant amplitude CAR Civil air regulations CCT Center cracked tension specimen CFRP Carbon fiber reinforced plastic Cr Chromium Cu Copper D Fatigue damage DSG Design service goal DT Damage tolerance E Young’s modulus (tension) EC Eddy current EC-HF/MF Eddy current high frequency / medium frequency EC-LF Eddy current low frequency

46 Abbreviations and symbols
FAA Federal aviation administration FAR Federal aviation regulations (US) FC Flight cycle FCG Fatigue crack growth F&DT Fatigue and damage tolerance Fe Iron FH, Fh Flight hours FLG Forward landing gear FML Fiber metal laminate FR Frame Fwd. Forward GFRP Glass fiber reinforced plastic HFEC High frequency eddy current (NDT inspection method) I Inspection interval j Scatter factor L Longitudinal direction LFEC Low frequency eddy current (NDT inspection method) LH Left hand Li Lithium LP Liquid penetrant (NDT inspection method) LT Longitudinal transverse direction

47 Abbreviations and symbols
MED Multiple element damage MFEC Medium frequency eddy current (NDT inspection method) Mg Magnesium MIL US military standard MLD Multiple local damage MLG Main landing gear MMPDS Metallic Materials Properties Development and Standardization Mn Manganese MP Magnetic particle (NDT inspection method) MSD Multiple site damage MSG3 Maintenance steering group 3 MT Mid cracked tension specimen N, n Life, number of cycles or number of flights NaCl Sodium chloride NDT Non destructive testing Os Osmium Pb Lead POD Probability of detection PSE Principle structural element Pt Platinum

48 Abbreviations and symbols
R Ratio of minimum to maximum stress (load) of a stress (load) cycle RH Right hand s Standard deviation Sc Scandium SCC Stress corrosion cracking Si Silicium (Silicon) SiC Silicium Carbide SN, S-N Stress versus life data (diagram or curve) SSI Structural significant item ST Short transverse direction STR Stringer T Transverse direction T Scatter Ti Titanium US Ultrasonic (NDT inspection method) VA Variable amplitude WFD Widespread fatigue damage X-ray X-ray radiation (NDT inspection method) Zn Zinc Zr Zirconium

49 Abbreviations and symbols
ae Effective crack extension K Range of stress intensity factor (Kmax – Kmin)  Stiffness ratio  Poisson ratio  Density  Stress m Mean stress max Maximum stress min Minimum stress aip initial crack length in primary load path ais initial crack length in secondary load path da/dN Crack growth rate (crack growth per load cycle) DF Miner factor Dtotal Total fatigue damage Ec Young’s modulus compression Et, E Young’s modulus tension jL Scatter factor on life Kc Fracture toughness for thin material KIc Fracture toughness for thick material Ke Effective stress intensity factor Kt Stress concentration factor L-T Longitudinal – transverse direction (Stress: longitudinal, crack: transverse)

50 Abbreviations and symbols
Rbru = BUS Bearing ultimate strength Rbry = BYS Bearing yield strength Rc0,2 = FTY = TYS Compression yield strength Rm = FTU = TUS Tensile ultimate strength Rp0,2 = FTY = TYS Tensile yield strength Rsu = SUS Shear ultimate strength R50% Risk factor due to number of specimens for SN-data T Scatter T-L Transverse – longitudinal direction (Stress: transverse, crack: longitudinal) X Reduction factor due to number of fatigue critical locations