Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance

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

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

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

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

5. Základní pojmy – Konstrukce Témata 5, 7 a 8 • 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

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

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

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

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

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

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

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

13. Způsoby navrhování na únavu ČVUT FS & ČSM, datum • 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

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

15. Základní pojmy – Přenos zatížení F F F F Témata 5, 7 a 8 • 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

16. 1950 1960 1970 1980 1990 2000 2010 Vývoj koncepce Safe life, fail safe and damage tolerance Vývoj předpisů pro certifikace letadel multiple damages, full scale fatigue tests 20xx Damage Tolerance, (Safe Life pouzepro 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 1988 Aloha 1974 MIL-A-83444

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

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

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

20. Způsoby navrhování na únavu Příklady neúspěšných řešení do r. 1978) doubler door panel outer fuselage skin area with scratches podélná trhlina 950 mm Stringer 11RH area without scratches

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

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

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

24. Klasifikace konstrukcí délka trhliny doba šíření kritická délka trhl. při limitním zatížení detekovatelná trhl. šíření v potahu detekovatelná délka damage assumed délka trhliny na interním členu počet letů detectable critical 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 Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami monitorování stavu konstrukce SHM.

25. Klasifikace konstrukcí doba pro detekci trhliny initial damages in primary load path aip ais in secondary load path krit. délka trhliny porušení primárního dílu délka trhliny critical šíření trhliny v sekundárním dílu sekundární díl počet letů ais + a a ais primární díl aip 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.

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

27. Oblasti uplatnění DT • Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle předpisu AC 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;

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

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

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

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

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

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

34. mm 100 150 50 200 N (1000 cycles) 10 -2 da/dn mm/cycle da/dn in/cycle 10 -2 panel bez výztuh 70 počet cyklů 60 šíření trhliny 50 10 -4 40 6‘‘ 6‘‘ 30 90% scatter STR STR STR 20 Podélník poměr tuhostí 0.58 rozteč podélníků 6 inch Aluminum stringer 10-4 10 10 -6 inch 0 2 4 6 8 Damage tolerant design Vlivnýtovaných podélníků na šíření trhliny  panel s podélníky 

35. Damage tolerant design mm 0 80 60 40 100 20 10 -2 da/dn mm/cycle da/dn in/cycle 90% scatter 10 -2 10 -4 Unstiffened panel 2‘‘ 2‘‘ STR STR STR 10-4 Stringer Stringer inch 10 -6 4 2 1 3 0 Vliv integrálních podélníkůna šíření trhliny panel s podélníky panel bez výztuh

36. křivka pevnosti podélníku odvozená od jeho koncentrace napětí (ult)= Rmmateriálu Zbytková pevnost Podélník 2s 2a 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 délka trhliny 2a 2a << 2s 2s Damage tolerant design Zbytková pevnost pro vyztužený panel Napětí pro iniciaci trhliny v panelu bez výztuhy

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

38. STR FR FR FR STR STR STR FR FR FR Damage tolerant design - příklad Cíl: zamezit vzniku trhliny přes dvě pole trupu Lepené pruhyz GLAREpod 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) 120 - 130 % 100 % Allowable stress trhlina přes 2 pole (e.g. two-bay crack) výztuha (zastavovač) bez výztuh s výztuhou

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

40. CRACK STOPPER 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 směr růstu Změna směru šíření

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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