Prezentace se nahrává, počkejte prosím

Prezentace se nahrává, počkejte prosím

1 Kovové letecké konstrukce část 1 Materiály podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical Engineering.

Podobné prezentace


Prezentace na téma: "1 Kovové letecké konstrukce část 1 Materiály podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical Engineering."— Transkript prezentace:

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

2 2 Úvod STRUKTURA CHEMICKÉ SLOŽENÍ VLASTNOSTI VÝROBNÍ TECHNOLOGIE POUŽITÍ APLIKAČNÍ TECHNOLOGIE Vazby ovlivňující vlastnosti a vývoj materiálů

3 3 Úvod Materiály Kovové Nekovové Slitiny železa Ostatní slitiny SyntetickéPřírodní Ocel, litiny,... (   7,9 g/cm³) Lehké kovy (  < 5,0 g/cm³) Těžké kovy (  > 5,0 g/cm³) Kompozity (CFRP), keramika,... Dřevo, kůže,... Li (0,5) Mg (1,7) Al (2,7) Ti (4,5) Cu (9,0) Pb (11,3) Pt (21,4) Os (22,5) Hybridní materiály Částicové kompozity (SiC or Al 2 O 3 + Al alloy) Vlákny vyztužené kovy (Glare: fiberglass + Al) Klasifikace materiálů

4 4 Úvod Podíl různých typů materiálů v dopravních letadlech

5 5 Přehled typů slitin Slitiny hliníku Al Zn Mg Cu Mn Si Al-Cu Al-Cu-Mg Al-Mg-Si Al-Zn-Mg Al-Zn-Mg-Cu Al-Si Al-Si-Cu Al-Mg Al-Mn stárnuté slitiny lité slitiny vytvrzované slitiny

6 6 Značení tvářených slitin hliníku podle původních norem ČSN Rozdělení slitin hliníku a jejich značení

7 7 Označení slitinyHlavní legující prvekTypický představitel 1XXX Čistota Al > 99,00% XXXCu2024 3XXXMn3103 4XXXSi4002 5XXXMg5754 6XXXMg a Si6061 7XXXZn7075 8XXXOstatní prvky (např. Li)8090 9XXX speciální zpracování, např. prášková metalurgie - Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)

8 8 Rozdělení slitin hliníku a jejich značení O - žíhaný F - z výroby H - deformačně zpevněný HXX-odlišení stupně deformačního zpevnění W - po rozpouštěcím žíhání (nestabilní stav) T - tepelně zpracovaný T1XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a přirozeně stárnutý T2XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření, tvářený za studena a přirozeně stárnutý T3XXX– po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a přirozeném stárnutí T4XXX - po rozpouštěcím žíhání a přirozeném stárnutí T5XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a uměle stárnutý T6XXX - po rozpouštěcím žíhání a umělém stárnutí T7XXX - po rozpouštěcím žíhání a přestárnutí / stabilizaci T8XXX - po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a umělém stárnutí T9XXX - po rozpouštěcím žíhání umělém stárnutí a tváření za studena ČSN EN 573-1: „Hliník a slitiny hliníku …“ – Část 1:Číselné označování Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)

9 9 1) Slitiny tvářené 2) Slitiny slévárenské Al-Si, Al-Mg vytvrditelné Al-Cu, Al-Mg-Si Al-Zn nevytvrditelné Al-Mg, Al-Mn Al-Si 3) PM slitiny (prášková metalurgie) 4) KKM (Kompozity s kovovou matricí) 5) Sdružené materiály (ARALL, GLARE) Rozdělení slitin hliníku a jejich značení

10 10 Tepelné zpracování Homogenizační (vysokoteplotní) žíhání Odstranění vnitřních pnutí Žíhání na měkko Rozpouštěcí žíhání a vytvrzení Opakované tepelné zpracování u výrobce letadel - z důvodu nedostatečných vlastností - z provozních důvodů (deformace za studena, například ohyb nebo prosazení)

11 11 Tepelné zpracování Rozpouštěcí žíhání Homogenizační žíhání Žíhání na měkko Umělé stárnutí

12 12 Tepelné zpracování Poznámky Vhodnou volbou parametrů stárnutí lze získat různé kombinace vlastností. Pro získání vhodných vlastností lze například umělé stárnutí provést dvoustupňově (například u některých slitin 7XXX), nebo ho lze provádět při tvářecí operaci (creep ageing). Proces stárnutí může být výrazně ovlivněn plastickou deformací po rozpouštěcím žíhání. U slitin, které stárnou přirozeně (2024) lze proces stárnutí zastavit (pozdržet) umístěním do mrazícího boxu (-18°C). Pro omezení vnitřních pnutí po rozpouštěcím žíhání je vhodné (zvláště u hmotných kusů) ochlazovat výrobek buď do teplé nebo vroucí vody, nebo lze použít jiného chladícího média (glykol). Pro použití glykolu jako chladícího média je nutné dodržet takové podmínky, které zaručí že rychlost ochlazování v celém objemu materiálu proběhne nadkritickou rychlostí.

13 13 Tvářené slitiny typu Al-Cu řady 2XXX(duraly) – AA2024 (AlCu4Mg1) Vytvrzovatelné slitiny AA2024 T3: Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C, tváření za studena, přirozené stárnutí (4 dny) T4:Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C, přirozené stárnutí (4 dny) – tepelné zpracování u odběratele T8: Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C, tváření za studena, umělé stárnutí 190°C/12h

14 14 Tvářené slitiny Al-Zn řady 7XXX - AA7075 (AlZn6MgCu) Vytvrzovatelné slitiny AA7075 Rozpouštěcí žíhání – 475°C, voda Přirozené stárnutí - nepoužívá se Umělé stárnutí (120°C/24 hod) – T6 (115°C/5 hod +165°C/15 hod) – T73 (115°C/5 hod +165°C/15 hod) – T76 Ve stavu T6 má slitina maximální pevnost ale špatnou korozní odolnost. Přestárnutí na stavy T7X vedou sice ke zhoršení pevnosti ale ke zlepšení korozní odolnosti. Ve vývoji jsou další postupy tepelného zpracování.

15 15 Slévárenská slitina A357 –T61 (AlSi7Mg) Vstup do motoru Ø700 mm Vstupní dveře Airbus Vytvrzovatelné slitiny Rozpouštěcí žíhání 538°C/10h, voda °C, umělé stárnutí 120°C/8h+154°C/8h

16 16 Příklady použití typů materiálů A320

17 17 Příklady použití typů materiálů Frames Standard: 2024-T42 clad Machined: 7175-T73xx Stringers 2024-T42 clad and T73xx Upper shell skin panels 2024-T3 clad Seat rails 7175-T6xx Floor beams 7175-T73xx Support struts 7175-T73xx Lower shell skin panels 2024-T3 clad forwar d A320 forward fuselage

18 18 Příklady použití typů materiálů Welded lower fuselage panels CFRP pressure bulkhead Upper/side fuselage skin in GLARE Center wing box in CRFP Upper deck floor beams in CRFP Tailcone Fwd in CRFP Fin box & rudder, horizontal tail plane box & elevators with monolithic CFRP Advanced aluminum alloys for wing covers Thermoplastic fixed leading edge A structural materials share 6013 GLARE xxx GLARE

19 19 Příklady použití typů materiálů Civolní letouny Welded partsSheetT6Al-Mg-Si-CuAA 6013 Welded partsSheet,plates,forgings, extrusions,tubes,rods T6Al-Mg-SiAA 6061 Sheet are clad with7072alloy Sheet,plates,forgings, extrusions,rods T6, T79, T76, T74, T73 Al-Zn-Mg AA 7075, 7175, 7475, 7010, 7050, 7055, 7150, 7349 High temperatures SheetT6/T8Al-Cu-MgAA 2618 Damage tolerance SheetT3/T4Al-Cu-MgAA 2524 Sheet are clad with1230alloy Sheet,thin plates, extrusions,tubes T3/T4Al-Cu-MgAA 2024 Wrought alloys Complex geometry Sand andinvestment castings T6Al-Si-MgA 357 Casting alloys Plechy T66013, 6056 Svařované díly T6Al-Mg-Si 6061, 6110A T6, T79, T76, T74, T73 Al-Zn-Mg 7075, 7175, 7475, 7010, , 7055, , 7349, 7449 pro vysoké teploty PlechyT6/T8Al-Cu-Mg 2618 Damage tolerance PlechyT3/T4Al-Cu-Mg 2524 T3/T4Al-Cu-Mg 2024 Tvářené slitiny Různé tvary odlévání do písku T6Al-Si-Mg A 357 slévárenská slitina Plechy, desky, výlisky, trubky Plechy plátovány slitinou 1230 Plechy,desky, trubky, tyče, výlisky Al-Mg-Si-Cu Plechy,desky, trubky, tyče Plechy plátovány slitinou 7072 Svařované díly

20 20 Volba materiálu Material Statická pevnost Únavová p. (do iniciace) Lomová houž. Tuhost (E - modul Měr. hmotnost Výrobní náklady Cena Corozní odolnost (stress-corrosion cracking ) Únavová odolnost (Iniciace/propace trhlin) Údržba opravy inspekční prohlídky hlediska provozu hlediska návrhu Únavová p. šíření trhlin Damage tolerance Technické požadavky

21 21 Volba materiálu Technical aspects Hlavní trendy Současnost Dříve V budoucnu Zvyšování pevnosti Lehčí slitiny Zvyšování korozní odolnosti Snižování výrobních nákladů Zvyšování DT odolnosti

22 22 Volba materiálu Mat. pro „statická“ zatížení Vysokopevnostní slitiny (R m, R p0,2 )  7XXX 7010 T6XXX  tlustostěnné díly 7075 T6XXX  tenkostěnné díly Tepelné úpravy – srovnáno podle pevnosti (od max k min): 7XXX T76, T74 and T73 kompromis pevnost/korozní odolnost  7XXX T76 or T74 nejlepší pro smyková napětí  7XXX T6 or T76 Vysokomodulové (E T, E C )  Al-Li alloys např T3XXX  desky, plechy, výkovky 7149 T76  výlisky Slitiny s vysokou mezí kluzu v tlaku (R c0,2 )  7149 T76  výlisky 7055/7150 T77XX  desky, plechy, výkovky 7010 T6XX  desky, plechy, výkovky 7075 T6XX  desky, plechy, výkovky

23 23 Mat. pro „únavová“ zatížení Kompromis únava/ šíření / houževnatost  2024 T3XXX  desky, plechy, výkovky 7475 T73XX  desky, plechy 6013 T6 HDT  desky, plechy Korozní odolnost: Nejlepší  7XXX T T3(kromě výkovků) 6XXX(kromě 6013) Nejhorší  7XXX T6XXX 2024 T351(koroze pod napětím) Tvářitelnost, svařitelnost: Nejlepší  5XXX 6XXX Volba materiálu

24 24 Volba materiálu 2XXX (Al-Cu) : -Výborná houževnatost -Dobrá odolnost únavě -Nízká rychlost šíření trhlin  vhodné pro aplikace DT při tahovém zatížení -Náchylnost k vrstevnaté korozi  plátování povrchů Typické aplikace: -Potahy a podélníky dolní části křídel -Potahy trupu a podélníky -Pevné náběžné hrany -Sloty Charakteristiky a použití slitin Vrstevnatá koroze

25 25 Volba materiálu 7XXX (Al-Zn) -Vyšší pevnost než 2XXX -Nižší houževnatost než 2XXX -Pomalé šíření trhlin  použití jako vysopevnostní materiál pro tahové i tlakové oblasti zatížení Použití: -Potahy a podélníky horní části křídel -Nosníky a žebra -Podélníky a přepážky trupu -Nosníky směrovek (ale A /600 = CFRP) -Klapky a jejich dráhy -Lyžiny sedaček -Příčníky, vzpěry Charakteristiky a použití slitin

26 26 log (da/dN) (mm/cykl) T3 clad 7475 T Volba materiálu 2024 T42 clad 2524 T3 clad 2524 T42 clad 7050 T T T T T7651 Plechy obrobky Porovnání odolnosti růstu trhliny pro  K = 20 MPa  m, R = 0.1 and T-L směr

27 27 Volba materiálu Kc/Kc ,0 0 0,8 0,6 0,4 0,2 1, T3 clad 7475 T T42 clad 2524 T3 clad 2524 T42 clad 7050 T T T T T7651 Plechy obrobky K Ic MPa  m Porovnání lomové houževnatisti Kc/Kc 2024 pro plechy, K IC pro obrobky, T-L direction

28 28 Vliv nehomogenní deformace na strukturu a vlastnosti lisování Výrobní deformace kování válcování Deformace u odběratele tvarování TMZ povrchové úpravy Vliv technologií na vlastnosti

29 29 Schéma technologie výroby výlisků z vytvrzovatelné slitiny hliníku Vliv technologií na vlastnosti

30 30 Lisování PŘÍMÉ NEPŘÍMÉ Vliv technologií na vlastnosti

31 31 ustálený stav konec čepu složitý výlisek Čep: AlCu4Mg1 Vložky: AlMg3 Lisování – tok materiálu lisovací matricí Vliv technologií na vlastnosti

32 32 Nehomogenita mechanických vlastností výlisků Vliv technologií na vlastnosti

33 33 Nehomogenita a anizotropie vlastností

34 34 Nehomogenita a anizotropie vlastností Bodový odhad distribuční funkce pomocí uspořádaného náhodného výběru {N 1 ≤ N 2 ≤… ≤ N n } Hodnota distribuční funkce F(N i ) Odhady distribuční funkce pomocí vztahů Převzato z: Jaap Shijve „ Fatigue of Structures… F(N i )= i/(n+1) F(N i )= (i-0,5)/n F(N i )= (3i-1)/(3n+1)

35 35 Báze B Báze A AA7475-T73 Nehomogenita a anizotropie vlastností Data: A=99% spolehlivost / 95% confidence Data B =90% / 95%

36 36 Korozní praskání (Stress Corrosion Cracking) Korozní praskání je jev, ke kterému dochází při současném působení tahových napětí a korozního prostředí. Jedná se o jev obtížně kontrolovatelný a předvídatelný. Proto je nutná prevence. Odolnost vůči SCC je proto jedním z důležitých parametrů při návrhu materiálů pro konstrukční účely. K poruchám vlivem SCC může docházet i v případech, kdy materiál není zatěžován (například při skladování nebo při přepravě). Tahová pnutí mohou být vnesena do materiálu různými mechanismy: - při výrobě (kování, válcování, lisování, jakákoliv deformace za studena), - při deformaci u uživatele, - při montáži, - při spojování (svařování, nýtování) a - při obrábění. Vliv technologií na vlastnosti

37 37 Korozní praskání (SCC) SCC je komplexní jev který je ovlivněn souběžně působícími korozními, mechanickými a metalurgickými faktory. Charakteristické pro výskyt a sledování SCC jsou obtížně definovatelné vlivy prostředí, neznalosti v rozdělení tahových napětí, neznalosti v v mechanismech vzniku a šíření SCC trhlin a obtížně definovatelný vliv teploty. Z těchto důvodů vyplývá obtížná kontrola tohoto typu porušení. Proto je zásadní prevence. Při prevenci s ohledem na SCC je proto rozhodující: -volba vhodné slitiny pro dané umístění v konstrukci, - volba takových technologických operací, které minimalizují vnitřní pnutí, - minimalizace konstrukčních vlivů a navrhovat takové konstrukční řešení, které zohledňuje strukturu materiálu (anizotropie struktury - tlusté desky, ST orientace) Vliv technologií na vlastnosti

38 38 Korozní praskání (SCC) Válcovaná deska ze slitiny AA7075 ST LT L R p0,2 Vliv technologií na vlastnosti

39 39 Rozdělení vybraných slitin hliníku podle odolnosti vůči SCC do tří skupin (podle ESA – ECSS-Q-70-36). Skupina I Vysoká odolnost Skupina II: Střední odolnost Skupina III: Nízká odolnost 2024-T8, tyče 2219-T6, T T8, 2124-T8 desky 2011-T3, T T3, T4 7049, 7149, 7050,7075,7475 Vše v T , 7050, 7075, 7175, 7475, 7178 Vše v T , 7175, 7079, 7178, 7475 Vše v T6 6XXX všechny stavy 1420, 1421 (AlLi) , 1460 A356.0, A357.0 Vliv technologií na vlastnosti Korozní praskání (SCC)

40 40 Slitina 7075 –T6 (AlZn6MgCu) Náboj jízdního kola Korozní praskání (SCC) Vliv technologií na vlastnosti

41 41 Náboj kola Korozní část lomu Statická část lomu Korozní část lomu Statická část lomu Výkovek Výlisek Korozní praskání (SCC)

42 42 Vlastnosti slitin Porovnání slitin 2024 a 2524 Chemické složení Slit.Procenta zastoupení prvků SiFeCuMnMgCrZnTiZrOst – – – – – – Aluminum alloys 2xxx

43 43 Vlastnosti slitin Popis: Slitina 2024 s úpravou T3xxx je nejvhodnější kompromis pro únavu, šíření trhliny a odolnost křehkému lomu. hustota materiálu  = 2.80 g/cm 3. Korozní odolnost: 2024 T3 dobrá. Mělo by se zamezit trvalému namáhání u slit T351 může vést k mezikrystalické korozi a trhlinám – korozní praskání. Al slit. 2024

44 44 Vlastnosti slitin Slit T3/T351/T42, plátovaný plech Data: A=99% spolehlivost / 95% confidence Data B =90% / 95% c DataS = minimálně dosahované hodnoty dle dané specifikace

45 45 Vlastnosti slitin Slit T3/T351/T42, plátovaný plech K t = 2.5 Pravděpodobnost poruchy: P=50 %

46 46 Vlastnosti slitin Popis: Al slit má shodné mater. vlastnosti jako 2024, kromě šíření trhliny  má nižší rychlost šíření lomová houževnatos  je o 20 procent vyšší než 2024 hustota materiálu  = 2.80 g/cm 3. Použití: 2524 se užívá tam, kde se dříve užívala slit. 2024, avšak kde je vyžadována vyšší odolnost proti šíření trhliny nebo vyšší lom. houževnatost. Korozní odolnost: jako 2024 Slitina 2524

47 47 Vlastnosti slitin Slit T3/T351, plátovaný plech speciální povrch. úprava

48 48 Vlastnosti slitin Slit T42, plát. plech- spec. povrch. úprava

49 49 Vlastnosti slitin da/dn (mm/cykl)  K (MPa  m) Porovnání šíření trhlin 2024 / 2524 T3/T351 plech R = 0.1

50 50 Vlastnosti slitin 7075, 7475, 7010, 7050, 7150, 7055 a 7349: SlitProcent SiFeCuMnMgCrZnTiZrothers – – – – (Ti+Zr) – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – Slitiny 7xxx

51 51 Vlastnosti slitin Srovnání slitin 7xxx označení: dobrý...excelent o uspokojivý - nevhodný! RmúnavašířeníHouž. Korozní odolnost k. praskání Pozn. 7075T6 ++O-O-- SCC pro směr ST, citlivost na vrstevnatou korozi,aplikace na nové konstrukce není povolena 7075T73 +O+++++ Do tlouštěk max.100 mm 7475T Snížený obsah obsah Fe- a Si,- to zvyšuje odolnost pro aplikace damage tolerance 7010/ 7050T  Požití pro tloušťky > 80 mm 7150T Vysoká pevnost a houževnatost pro tloušťky nad >150 mm 7055T Snížený obsah obsah Fe- a Si,- Necitlivý na způsob ochlazování  vysoká pevnost 7349T76 +++O++ Necitlivý na způsob ochlazování  velmi vysoká pevnost

52 52 Vlastnosti slitin Slitina 7075 T6/T76 plátovaný plech

53 53 Vlastnosti slitin Slit T6 plát. plech K t = 2.0 P=50 %

54 54 Vlastnosti slitin Slit T61/T761 plát. plech

55 55 Vlastnosti slitin Slit T761 plát. plech K t = 2.5 P=50 %

56 56 Vlastnosti slitin Slit T7451 neplátovaný plech

57 57 Vlastnosti slitin Slit T7451 neplát. plech

58 58 Vlastnosti slitin Slit T7451 neplát. plech K t = 2.5 P=50 %

59 59 Vlastnosti slitin Slit T6151/T7751 neplát. plech

60 60 Vlastnosti slitin Slit. 7349/7055 T76511, výlisky

61 61 Výhody slit T6 vs T3  svařitelnost  tvarovatelnost při zprac. T4  stajná cena Slit Tooling for skin fixing Laser beam 2 Sensor joint monitoring Laser beam 1 Skin panel and stringer svařování podélníků Plasma analysis  vyšší mez kluzu  vyšší lom. houževnatost  nižší rychlost šíření trhlin  3 % nižší hustota Vlastnosti slitin

62 62 Slitina 6013/6056/6156 T62 plátovaný plech Vlastnosti slitin

63 63 Přednosti: - Snížení hmotnosti od 15 do 30%, - Odolnost proti proražení - Výborná odolnost při požáru - Výborná odolnost při úderu blesku - Zvýšená odolnost proti šíření trhliny Nevýhody: - Cena - Nižší plasticita - Větší anizotropie Vrstvené kompozitní materiály typu ARALL a GLARE Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví

64 64 A380-celkem 500m 2 Vrstvené kompozitní materiály GLARE Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví

65 65 V civilním letectví je třeba plnit hlavní články předpisů FAR Materials “The suitability and durability of materials used for parts, the failure of which could adversely affect safety, must – (a) Be established on the basis of experience or tests; (b) Conform to approved specifications … (c) Take into account the effects of environmental conditions ….” FAR Fabrication methods “ (a) The methods of fabrication used must produce a consistently sound structure. …. (b) Each new aircraft fabrication method must be substantiated by a test program.” FAR Material strength properties and material design values “ (a) Material strength properties must be based on enough tests … (b) Material design values must be chosen to minimize the probability of structural failures due to material variability. ……” Aplikovatelnost materiálů

66 66 Databáze dat používá se Metallic Materials Properties Development and Standardization (MMPDS) Handbook (dříve MIL-Hdbk. 5) Dostupnost dat

67 67 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

68 68 Zastoupení příčin únavových poruch 68 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.

69 69 Lokalizace výskytu poruch 69 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.

70 70 Oblasti pevnosti a životnosti Amplituda napětí [MPa] Počet cyklů [-] Základní pojmy

71 71 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. 71 Témata 5, 7 a 8

72 72 Základní pojmy – Konstrukce 72 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

73 73 Základní pojmy – Konstrukce 73 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

74 74 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)

75 75 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

76 76 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)

77 77 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. 77 ČVUT FS & ČSM, datum

78 78 Způsoby navrhování na únavu 78 Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY

79 79 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. 79 ČVUT FS & ČSM, datum

80 80 Způsoby navrhování na únavu 80 Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY

81 81 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. 81 F F F F Témata 5, 7 a 8

82 82 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

83 83 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

84 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 84

85 85 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

86 86 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)

87 87 Určení intervalu periodických prohlídek 87 O čem je DT? Téma 4

88 88 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

89 89 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

90 90 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

91 91 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.

92 92 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

93 93 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;

94 94 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

95 95 Příklady Fail-safe Závěsy křídel na trupu C77 pianový závěs dveří pro cargo 7175 T73511Ti 6Al4V

96 96 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

97 97 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)

98 98 Damage tolerant design - příklad 4 různé technologie- 2 kategorie: spojované: Nýtování Lepení Obrábění nebo protlačování Svařovaní Integrované: Spojení potah podélníky

99 99 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

100 100 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

101 101 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

102 102 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

103 103 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

104 104 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)

105 105 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

106 106 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

107 107 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

108 108 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

109 (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

110 110 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

111 111 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

112 112 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

113 113 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

114 114 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

115 115 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)

116 116 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 1 Materiály podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker AeroStruc – Aeronautical Engineering."

Podobné prezentace


Reklamy Google