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

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

Úvod Klasifikace materiálů Materiály Kovové Nekovové Slitiny železa Ostatní slitiny Syntetické Přírodní Ocel, litiny,... (r  7,9 g/cm³) Lehké kovy (r < 5,0 g/cm³) Těžké kovy (r > 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 Al2O3 + Al alloy) Vlákny vyztužené kovy (Glare: fiberglass + Al)

Úvod Podíl různých typů materiálů v dopravních letadlech

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

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

Rozdělení slitin hliníku a jejich značení Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA) Označení slitiny Hlavní legující prvek Typický představitel 1XXX Čistota Al>99,00% 1050 2XXX Cu 2024 3XXX Mn 3103 4XXX Si 4002 5XXX Mg 5754 6XXX Mg a Si 6061 7XXX Zn 7075 8XXX Ostatní prvky (např. Li) 8090 9XXX speciální zpracování, např. prášková metalurgie -

Rozdělení slitin hliníku a jejich značení Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA) 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

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

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)

Tepelné zpracování Homogenizační žíhání Rozpouštěcí žíhání Žíhání na měkko Umělé stárnutí

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.

Vytvrzovatelné slitiny Tvářené slitiny typu Al-Cu řady 2XXX(duraly) – AA2024 (AlCu4Mg1) 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

Vytvrzovatelné slitiny Tvářené slitiny Al-Zn řady 7XXX - AA7075 (AlZn6MgCu) 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.

Vytvrzovatelné slitiny Slévárenská slitina A357 –T61 (AlSi7Mg) Rozpouštěcí žíhání 538°C/10h, voda 65-100°C, umělé stárnutí 120°C/8h+154°C/8h Vstupní dveře Airbus Vstup do motoru Ø700 mm

Příklady použití typů materiálů

Příklady použití typů materiálů Frames Standard: 2024-T42 clad Machined: 7175-T73xx Stringers 2024-T42 clad and 7075-T73xx Upper shell skin panels 2024-T3 clad Seat rails 7175-T6xx Floor beams 7175-T73xx Support struts Lower shell skin panels 2024-T3 clad forward A320 forward fuselage

Příklady použití typů materiálů A380-800 structural materials share Fin box & rudder, horizontal tail plane box & elevators with monolithic CFRP Tailcone Fwd in CRFP Upper deck floor beams in CRFP GLARE Upper/side fuselage skin in GLARE 2524 GLARE CFRP pressure bulkhead 2024 6013 7xxx Welded lower fuselage panels 6013 Advanced aluminum alloys for wing covers Center wing box in CRFP Thermoplastic fixed leading edge

Příklady použití typů materiálů Civolní letouny slévárenská slitina Casting alloys A 357 A 357 Al Al - - Si Si - - Mg Mg T6 T6 odlévání do písku Sand and investment Complex Různé tvary castings geometry Tvářené slitiny Wrought alloys 2024 AA 2024 Al Al - - Cu Cu - - Mg Mg T3/T4 T3/T4 Plechy, desky, výlisky, trubky Sheet , thin plates , Plechy plátovány slitinou 1230 Sheet are clad extrusions , tubes with 1230 alloy 2524 AA 2524 Al Al - - Cu Cu - - Mg Mg T3/T4 T3/T4 Plechy Sheet Damage Damage tolerance tolerance 2618 AA 2618 Al Al - - Cu Cu - - Mg Mg T6/T8 T6/T8 Plechy Sheet pro vysoké High temperatures teploty 6061, 6110A AA 6061 Al Al - - Mg Mg - - Si Si T6 T6 Plechy,desky, trubky, tyče, výlisky Sheet , plates , forgings , Welded parts Svařované díly extrusions , tubes , rods AA 6013 Al - Mg - Si - Cu T6 Sheet Welded parts 6013, 6056 Al-Mg-Si-Cu T6 Plechy Svařované díly 7075, 7175, AA 7075, 7175, Al Al - - Zn Zn - - Mg Mg T6, T79, T6, T79, Plechy,desky, trubky, tyče Sheet , plates , forgings , Plechy plátovány slitinou 7072 Sheet are clad 7475, 7010, 7040 7475, 7010, T76, T74, T76, T74, extrusions , rods with 7072 alloy 7050, 7055, 7085 7050, 7055, T73 T73 7150, 7349, 7449 7150, 7349

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

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

Volba materiálu Mat. pro „statická“ zatížení Vysokopevnostní slitiny (Rm, Rp0,2)  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 (ET, EC)  Al-Li alloys např. 2024 T3XXX  desky, plechy, výkovky 7149 T76  výlisky Slitiny s vysokou mezí kluzu v tlaku (Rc0,2)  7055/7150 T77XX  desky, plechy, výkovky 7010 T6XX  desky, plechy, výkovky 7075 T6XX  desky, plechy, výkovky

Volba materiálu 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 T73 2024 T3 (kromě výkovků) 6XXX (kromě 6013) Nejhorší  7XXX T6XXX 2024 T351 (koroze pod napětím) Tvářitelnost, svařitelnost: Nejlepší  5XXX 6XXX

Volba materiálu Charakteristiky a použití slitin 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 Vrstevnatá koroze

Volba materiálu Charakteristiky a použití slitin 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 A340-500/600 = CFRP) Klapky a jejich dráhy Lyžiny sedaček Příčníky, vzpěry

Volba materiálu Porovnání odolnosti růstu trhliny pro K = 20 MPam, R = 0.1 and T-L směr log (da/dN) (mm/cykl) Plechy obrobky 10-3 10-4 10-5 2024 T3 clad 2024 T42 clad 2524 T3 clad 2524 T42 clad 7475 T751 7050 T7451 7040 T7451 7475 T7351 7449 T7651 7055 T7751

Volba materiálu Porovnání lomové houževnatisti Kc/Kc2024 pro plechy, KIC pro obrobky, T-L direction Plechy obrobky 1,2 40 Kc/Kc2024 KIc MPa m 1,0 0,8 30 0,6 0,4 20 2024 T3 clad 2024 T42 clad 2524 T3 clad 2524 T42 clad 7475 T751 7050 T7451 7040 T7451 7475 T7351 7449 T7651 7055 T7751 0,2 10

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

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

Vliv technologií na vlastnosti Lisování PŘÍMÉ NEPŘÍMÉ

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

Nehomogenita mechanických vlastností výlisků Vliv technologií na vlastnosti Nehomogenita mechanických vlastností výlisků

Nehomogenita a anizotropie vlastností

Nehomogenita a anizotropie vlastností Bodový odhad distribuční funkce pomocí uspořádaného náhodného výběru {N1 ≤ N2 ≤… ≤ Nn} Hodnota distribuční funkce F(Ni) Odhady distribuční funkce pomocí vztahů F(Ni)= i/(n+1) F(Ni)= (i-0,5)/n F(Ni)= (3i-1)/(3n+1) Převzato z: Jaap Shijve „ Fatigue of Structures…

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

Vliv technologií na vlastnosti ČVUT FS & ČSM, Blok5-20.4.2011 Vliv technologií na vlastnosti 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. ČVUT FS & ČSM, 25.4.2011

Vliv technologií na vlastnosti 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)

Korozní praskání (SCC) ČVUT FS & ČSM, Blok5-20.4.2011 Vliv technologií na vlastnosti Korozní praskání (SCC) Válcovaná deska ze slitiny AA7075 L R p0,2 LT ST ČVUT FS & ČSM, 25.4.2011

Korozní praskání (SCC) Vliv technologií na vlastnosti Korozní praskání (SCC) 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, T8 2024-T8, 2124-T8 desky 2011-T3, T4 2024-T3, T4 7049, 7149, 7050,7075,7475 Vše v T73 7049, 7050, 7075, 7175, 7475, 7178 Vše v T76 7075, 7175, 7079, 7178, 7475 Vše v T6 6XXX všechny stavy 1420, 1421 (AlLi) 8090 1441, 1460 A356.0, A357.0

Náboj jízdního kola Vliv technologií na vlastnosti ČVUT FS & ČSM, Blok5-20.4.2011 Vliv technologií na vlastnosti Korozní praskání (SCC) Slitina 7075 –T6 (AlZn6MgCu) Náboj jízdního kola ČVUT FS & ČSM, 25.4.2011

Náboj kola Korozní praskání (SCC) Výkovek Výlisek Statická část lomu ČVUT FS & ČSM, Blok5-20.4.2011 Náboj kola Korozní praskání (SCC) Statická část lomu Výkovek Korozní část lomu Korozní část lomu Výlisek Statická část lomu ČVUT FS & ČSM, 25.4.2011

Procenta zastoupení prvků Vlastnosti slitin Aluminum alloys 2xxx Porovnání slitin 2024 a 2524 Chemické složení Slit. Procenta zastoupení prvků Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Ti Zr Ost. 2024 0.5 3.8 – 4.9 0.3 – 0.9 1.2 – 1.8 0.1 0.25 0.15 0.2 2524 0.06 0.12 4.0 – 4.5 0.45 – 0.7 1.2 – 1.6 0.05 0.10 -

Vlastnosti slitin Al slit. 2024 Popis: Slitina 2024 s úpravou T3xxx je nejvhodnější kompromis pro únavu, šíření trhliny a odolnost křehkému lomu. hustota materiálu r = 2.80 g/cm3. Korozní odolnost: 2024 T3 dobrá. Mělo by se zamezit trvalému namáhání u slit. 2024 T351 může vést k mezikrystalické korozi a trhlinám – korozní praskání.

Vlastnosti slitin Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence Data B = 90% / 95% c DataS = minimálně dosahované hodnoty dle dané specifikace

Vlastnosti slitin Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech Kt = 2.5 Pravděpodobnost poruchy: P=50 %

Vlastnosti slitin Slitina 2524 Popis: Al slit. 2524 má shodné mater. vlastnosti jako 2024, kromě šíření trhliny  má nižší rychlost šíření lomová houževnatos  je o 20 procent vyšší než 2024 hustota materiálu r = 2.80 g/cm3. 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

Vlastnosti slitin Slit. 2524 T3/T351, plátovaný plech speciální povrch. úprava

Vlastnosti slitin Slit. 2524 T42, plát. plech- spec. povrch. úprava

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

Vlastnosti slitin Slitiny 7xxx Procent Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Ti Zr others 7075 0.4 0.5 1.2–2.0 0.3 2.1–2.9 0.18–0.28 5.1–5.6 0.2 0.25 (Ti+Zr) 7475 0.10 0.12 1.2–1.9 0.06 1.9–2.6 0.18–0.25 5.2–6.2 - 0.15 7010 0.1 2.1–2.6 0.05 5.7–6.7 7050 2.0–2.6 0.04 0.08–0.15 7150 1.8–2.3 7.6–8.4 0.6 7055 0.08–0.25 7349 1.4–2.1 1.8–2.7 0.10–0.22 7.5–8.7

Vlastnosti slitin Srovnání slitin 7xxx označení: +...+++ dobrý...excelent o uspokojivý - nevhodný! Rm únava šíření Houž. Korozní odolnost k. praskání Pozn. 7075T6 ++ O - SCC pro směr ST, citlivost na vrstevnatou korozi,aplikace na nové konstrukce není povolena 7075T73 + Do tlouštěk max.100 mm 7475T76 Snížený obsah obsah Fe- a Si,- to zvyšuje odolnost pro aplikace damage tolerance 7010/ 7050T74  Požití pro tloušťky > 80 mm 7150T76 Vysoká pevnost a houževnatost pro tloušťky nad >150 mm 7055T76 +++ Snížený obsah obsah Fe- a Si,- Necitlivý na způsob ochlazování  vysoká pevnost 7349T76  velmi vysoká pevnost

Vlastnosti slitin Slitina 7075 T6/T76 plátovaný plech

Vlastnosti slitin Slit. 7075 T6 plát. plech Kt = 2.0 P=50 %

Vlastnosti slitin Slit. 7475 T61/T761 plát. plech

Vlastnosti slitin Slit. 7475 T761 plát. plech Kt = 2.5 P=50 %

Vlastnosti slitin Slit. 7010 T7451 neplátovaný plech

Vlastnosti slitin Slit. 7050 T7451 neplát. plech

Vlastnosti slitin Slit. 7050 T7451 neplát. plech Kt = 2.5 P=50 %

Vlastnosti slitin Slit. 7150 T6151/T7751 neplát. plech

Vlastnosti slitin Slit. 7349/7055 T76511, výlisky

Vlastnosti slitin Slit. 6013 Výhody slit. 6013 T6 vs. 2024 T3 svařování podélníků Laser beam 2 Laser beam 1 Plasma analysis Sensor joint monitoring Skin panel and stringer Tooling for skin fixing Výhody slit. 6013 T6 vs. 2024 T3  vyšší mez kluzu  vyšší lom. houževnatost  nižší rychlost šíření trhlin  3 % nižší hustota  svařitelnost  tvarovatelnost při zprac. T4  stajná cena

Vlastnosti slitin Slitina 6013/6056/6156 T62 plátovaný plech

Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví Vrstvené kompozitní materiály typu ARALL a GLARE 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

Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví Vrstvené kompozitní materiály GLARE A380-celkem 500m2

Aplikovatelnost materiálů V civilním letectví je třeba plnit hlavní články předpisů FAR 25.603 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 25.605 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 25.613 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. ……”

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

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

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. 68

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. 69

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

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 71

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 72

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 73

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)

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

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)

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 77

Způsoby navrhování na únavu Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY 78

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 79

Způsoby navrhování na únavu Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY 80

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 81

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 25.571 Amend. 96 V návrhu Structural Damage Capability Safe Life or Fail Safe 1978 FAR 25.571 NCÚ (trup) Předpisy letové způsobilosti Amend. 45 1956 CAR4b.270 1953 CAR 4b.216 year 1954 Comet 1974 MIL-A-83444 1988 Aloha

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

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

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

Způsoby navrhování na únavu Příklady neúspěšných řešení do r. 1978) Safe Life Design (FAR 25.571) Safe life, bezp. k=4 Vznik poruchy po Důvod poruchy A/C type Drak KC-135 Dolní potah křídla 13 000 h 1 000 – 5 000 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 48 000 C (factor 2 in test) 22 800 C Poškození přiúdržbě door panel doubler outer fuselage skin area with scratches podélná trhlina 950 mm Stringer 11RH area without scratches

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

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

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

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.

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

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

Oblasti uplatnění DT Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle předpisu AC 25.571-1C 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;

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

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

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

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)

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

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

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 

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

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

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

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, 2198 2199 výztuha: GLARE (tloušťka 1.4 mm, šířka 60 mm) FR STR 120 - 130 % 100 % Allowable stress trhlina přes 2 pole (e.g. two-bay crack) výztuha (zastavovač) bez výztuh s výztuhou

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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)

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