Prezentace se nahrává, počkejte prosím

Prezentace se nahrává, počkejte prosím

1 Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical.

Podobné prezentace


Prezentace na téma: "1 Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical."— Transkript prezentace:

1 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 2 Zastoupení příčin únavových poruch 2 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 3 Lokalizace výskytu poruch 3 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.

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

5 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. 5 Témata 5, 7 a 8

6 6 Základní pojmy – Konstrukce 6 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

7 7 Základní pojmy – Konstrukce 7 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

8 8 Klasifikace konstrukcí Sekundární konstrukce SSI Celá konstrukce = AAS = PSE Primární konstrukce Základní klasifikace 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 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 10 Kategorie poškození konstrukce Lokální poškození Local Damage (LD) Poškození více lelementů Multiple Element Damage (MED) Vícenásobné poškození Multiple Site Damage (MSD) Rozprostraněné ún. poškození Widespread Fatigue Damage (WFD)

11 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. 11 ČVUT FS & ČSM, datum

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

13 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. 13 ČVUT FS & ČSM, datum

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

15 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. 15 F F F F Témata 5, 7 a 8

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

17 17 Safe Life:(1956 to 1978) * Nepřipouští vznik trhliny Klasické metody únavy Palmgren/Miner Neuvažuje poškození z výroby ani korozní poškození Způsoby navrhování na únavu 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 N a-crit a-det délka trhliny hodin provozu Safe Life Fail Safe

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 Interval prohlídek =  N / k Damage Tolerance 18

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

20 20 Způsoby navrhování na únavu Safe Life Design (FAR ) Safe life, bezp. k=4 Vznik poruchy poDůvod poruchy A/C typeDrak KC-135Dolní potah křídla h – h (14 případů) Poškození při výrobě nebo provozu F5Kořen křídla4 000 h h (1 případ) F111Centroplán4 000 h105 h (1 případ) A300 (fatigue) Spojení trupu C (factor 2 in test) C (1 případ) Poškození přiúdržbě area without scratches area with scratches doubler outer fuselage skin Stringer 11RH door panel podélná trhlina 950 mm Příklady neúspěšných řešení do r. 1978)

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

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

23 23 Klasifikace konstrukcí 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 Single load path structure - Jednoduchý přenos zatížení

24 24 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 detectablecritical damage assumed délka trhliny kritická délka trhl. při limitním zatížení doba šíření detekovatelná délka délka trhliny na interním členu počet letů Klasifikace konstrukcí Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami monitorování stavu konstrukce SHM. Multiple load path structure – mnohočetný přenos zatížení

25 25 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. 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 aip ais ais +  a aa porušení primárního dílu Aplikace pro malé a doplňkové díly: závěsy, přídavná oka, kování dveří aj.

26 26 Klasifikace konstrukcí Návrh umožňuje delší periody prohlídek nebo vyšší zatížení. Doporučuje se 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

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

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

29 29 Příklady Fail-safe Závěsy křídel na trupu C77 pianový závěs dveří pro cargo 7175 T73511Ti 6Al4V

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

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

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

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

34 34 Damage tolerant design poměr tuhostí 0.58 rozteč podélníků 6 inch Aluminum stringer Podélník panel bez výztuh 90% scatter inch da/dn in/cycle da/dn mm/cycle N (1000 cycles) šíření trhliny počet cyklů mm Vliv nýtovaných podélníků na šíření trhliny STR 6‘‘   panel s podélníky

35 35 Damage tolerant design da/dn in/cycle da/dn mm/cycle mm inch Stringer Unstiffened panel 90% scatter 0 Vliv integrálních podélníků na šíření trhliny STR 2‘‘ panel s podélníky panel bez výztuh

36 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 37 Damage tolerant design-příklad 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 Trup při namáhání přetlakem

38 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) trhlina přes 2 pole (e.g. two-bay crack) FR STR Allowable stress 100 % % bez výztuh s výztuhou výztuha (zastavovač)

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

40 40 směr růstu 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 Změna směru šíření Damage tolerant design - příklady

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

42 42 Detekovatelnost trhlin CASE 1 CASE 2 L H = L O + L C CASE 3 L H = L O + 2L C L VIS = L VIS1 + L VIS2 =Směr vizuálního pozorování L VIS LOLO L DET LCLC L VIS LHLH LHLH L DET L VIS 2 L VIS 1 LCLC LHLH LoLo Detekovatelné trhliny při vizuálních prohlídkách podle MSG3 (Maintenance steering group 3) L DET = L VIS + L H L VIS = L BAS x (gauge factor) x (edge factor) L VIS : je délka určovaná dle MSG3 L DET : délka detekovatelné trhliny je spočtena podle vztahu L DET L VIS LHLH L CRIT NN Interval I =  N/j FC L

43 43 95 (95) 100 Pravděpodobnost detekce % délka trhliny (mm) HFEC XR MP VIS LP US LFEC HFEC(r) (rotating probe) 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 %. Legenda následuje Detekovatelnost trhlin

44 44 MATERIAL VIS LP MP HFEC HFEC(r) Al Alloy, Steel, Titanium Al Alloy Ferromagnetic Steels Al Alloy US LFEC XR Al Alloy SURFACE BREAKING DEFECTSGROUP 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 MATERIAL Detekovatelnost trhlin NDT metody

45 45 Abbreviations and symbols APermanent strain at rupture a Crack length AASAirworthiness affected structure ACAdvisory circular (US) AFRPAramid fiber reinforced plastic AlAluminum Al-LiAluminum-Lithium AlMgScAluminum-Magnesium-Scandium AlMgSiAluminum-Magnesium-Silicium CAConstant amplitude CARCivil air regulations CCTCenter cracked tension specimen CFRPCarbon fiber reinforced plastic CrChromium CuCopper DFatigue damage DSGDesign service goal DTDamage tolerance EYoung’s modulus (tension) ECEddy current EC-HF/MFEddy current high frequency / medium frequency EC-LFEddy current low frequency

46 46 Abbreviations and symbols FAAFederal aviation administration FARFederal aviation regulations (US) FCFlight cycle FCGFatigue crack growth F&DTFatigue and damage tolerance FeIron FH, FhFlight hours FLGForward landing gear FMLFiber metal laminate FRFrame Fwd.Forward GFRPGlass fiber reinforced plastic HFECHigh frequency eddy current (NDT inspection method) IInspection interval jScatter factor LLongitudinal direction LFECLow frequency eddy current (NDT inspection method) LHLeft hand LiLithium LPLiquid penetrant (NDT inspection method) LTLongitudinal transverse direction

47 47 Abbreviations and symbols MEDMultiple element damage MFECMedium frequency eddy current (NDT inspection method) MgMagnesium MILUS military standard MLDMultiple local damage MLGMain landing gear MMPDS Metallic Materials Properties Development and Standardization MnManganese MPMagnetic particle (NDT inspection method) MSDMultiple site damage MSG3Maintenance steering group 3 MTMid cracked tension specimen N, nLife, number of cycles or number of flights NaClSodium chloride NDTNon destructive testing OsOsmium PbLead PODProbability of detection PSEPrinciple structural element PtPlatinum

48 48 Abbreviations and symbols RRatio of minimum to maximum stress (load) of a stress (load) cycle RHRight hand sStandard deviation ScScandium SCCStress corrosion cracking SiSilicium (Silicon) SiCSilicium Carbide SN, S-NStress versus life data (diagram or curve) SSIStructural significant item STShort transverse direction STRStringer TTransverse direction TScatter TiTitanium USUltrasonic (NDT inspection method) VAVariable amplitude WFDWidespread fatigue damage X-rayX-ray radiation (NDT inspection method) ZnZinc ZrZirconium

49 49 Abbreviations and symbols  a e Effective crack extension  KRange of stress intensity factor (K max – K min )  Stiffness ratio Poisson ratio  Density  Stress  m Mean stress  max Maximum stress  min Minimum stress aipinitial crack length in primary load path aisinitial crack length in secondary load path da/dNCrack growth rate (crack growth per load cycle) D F Miner factor D total Total fatigue damage E c Young’s modulus compression E t, EYoung’s modulus tension j L Scatter factor on life K c Fracture toughness for thin material K Ic Fracture toughness for thick material K e Effective stress intensity factor K t Stress concentration factor L-TLongitudinal – transverse direction (Stress: longitudinal, crack: transverse)

50 50 Abbreviations and symbols R bru = BUSBearing ultimate strength R bry = BYSBearing yield strength R c0,2 = FTY = TYSCompression yield strength R m = FTU = TUSTensile ultimate strength R p0,2 = FTY = TYSTensile yield strength R su = SUSShear ultimate strength R 50% Risk factor due to number of specimens for SN-data TScatter T-LTransverse – longitudinal direction (Stress: transverse, crack: longitudinal) XReduction factor due to number of fatigue critical locations


Stáhnout ppt "1 Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical."

Podobné prezentace


Reklamy Google