Upload
others
View
3
Download
0
Embed Size (px)
Citation preview
1
Kovové letecké konstrukce
část 2
Navrhování dle Damage Tolerance
podle podkladů autorů
Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker
AeroStruc – Aeronautical Engineering
Vladivoj Otšenášek – SVÚM Praha
upravil Milan Růžička
2
Zastoupení příčin únavových poruch
2
Korozní důlky a
poškození
Vnitřni vada v
materiáluŠpatná kvalita
nýtových otvorů
Neznámé příčinyChybný návrh
součásti
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
Lokalizace výskytu poruch
3
Ocasní plochy
Trup
Křídlo
Podvozek
Gondoly
Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of
Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995.
4
Oblasti pevnosti a životnosti
Rm
oblast
Re
C
Am
plit
uda n
apětí
[M
Pa]
Počet cyklů [-]
Základní pojmy
5
Základní pojmy – Konstrukce
Primární konstrukce
(Primary structure)
• je konstrukce, která přenáší
letová i pozemní zatížení,
či zatížení přetlakem.
Má prakticky totožný význam
jako nosná konstrukce.
Sekundární konstrukce
(Secondary structure)
• je konstrukce, která přenáší pouze
vzdušná nebo setrvačná zatížení,
která působí vně nebo uvnitř této konstrukce.
5
Témata 5, 7 a 8
6
Základní pojmy – Konstrukce
6
Nosná konstrukce
(Airframe)
součásti letounu, jejichž porucha
vážně ohrozí letoun po pevnostní
stránce.
Části konstrukce podléhající průkazu
(AAS=Airworthiness affected structure)
součásti konstrukce, na které se
vztahuje průkaz letové způsobilosti
Témata 5, 7 a 8
7
Základní pojmy – Konstrukce
7
Kritické nosné prvky
(CSE=Critical structural elements)
(SSI =Significant structural elements)
jsou takové prvky, jejichž porucha způsobí katastrofické selhání
letounu.
Hlavní nosné prvky
(PSE =Principal structural elements)
jsou takové prvky primární části konstrukce, které přispívají
významně k přenosu letových i pozemních zatížení a zatížení od
přetlaku. Jejich porucha může způsobit katastrofické selhání letounu.
Témata 5, 7 a 8
8
Klasifikace konstrukcí
Sekundární konstrukce
SSI
Celá konstrukce= AAS
= PSE
Primární konstrukce
Základní klasifikace
AAS: Airworthiness affected structure (Části u nichž se prokazuje letová způsobilost)
PSE: Principal structural element (Hlavní nosné prvky primární konstrukce)
SSI: Significant structural item ( Význačné (kritické ) nosné prvky)
9
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)
Vícenásobné
poškození
Multiple Site
Damage (MSD)
Rozprostraněné
ún. poškození
Widespread
Fatigue
Damage (WFD)
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.
11ČVUT FS & ČSM, datum
12
Způsoby navrhování na únavu
12
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY
ÚNAVOVÉVLASTNOSTISOUČÁSTI
FILOSOFIEKONSTRUOVÁNÍNA ÚNAVU
NA TRVALOUPEVNOST(NA NEOMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)
NA ČASOVANOUPEVNOST(NA OMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)
SAFE-LIFE(KONSTRUKCES BEZPEČNÝMŽIVOTEM)
FAIL-SAFE(KONSTRUKCEBEZPEČNÁ PŘIPORUŠE)
DAMAGE-TOLERANCE
(KONSTRUKCES PŘÍPUSTNÝMPOŠKOZENÍM)
SLOW CRACKGROWTH-(KONSTRUKCES POMALÝMŠÍŘENÍM TRHLIN)
13
Způsoby navrhování na únavu
Konstrukce s přípustným poškozením (Damage tolerance)
• konstrukce jako celek je posuzována při vážném poškození
únavou, korozí, nebo provozním poškozením, ke kterému může
dojít v průběhu provozního života letounu, s ohledem na
schopnost zbytku konstrukce přenést významné provozní
zatížení bez poruchy nebo bez značných provozních deformací
po dobu do zjištění takového poškození.
Konstrukce s pomalým šířením trhlin (Slow crack growth)
• materiálové a konstrukční opatření nemohou v provozu způsobit
rychlé šíření trhliny, nebo jejich vzájemné spojování, takže rozvoj
trhliny mezi dvěma kontrolními prohlídkami nemůže způsobit
poruchu.
13ČVUT FS & ČSM, datum
14
Způsoby navrhování na únavu
14
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY
ÚNAVOVÉVLASTNOSTISOUČÁSTI
FILOSOFIEKONSTRUOVÁNÍNA ÚNAVU
NA TRVALOUPEVNOST(NA NEOMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)
NA ČASOVANOUPEVNOST(NA OMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)
SAFE-LIFE(KONSTRUKCES BEZPEČNÝMŽIVOTEM)
FAIL-SAFE(KONSTRUKCEBEZPEČNÁ PŘIPORUŠE)
DAMAGE-TOLERANCE
(KONSTRUKCES PŘÍPUSTNÝMPOŠKOZENÍM)
SLOW CRACKGROWTH-(KONSTRUKCES POMALÝMŠÍŘENÍM TRHLIN)
15
Základní pojmy – Přenos zatížení
Jednoduchý přenos zatížení
(Single load path)
• působící zatížení je rozloženo
pouze na jeden prvek uvnitř
soustavy a jehož porucha
způsobí ztrátu schopnosti
přenášet zatížení u součásti,
jejíž je členem.
Mnohačetný přenos zatížení
(Multiple load path)
• je totožný se staticky neurčitou
konstrukcí, kde při poruše
jednoho prvku je působící
zatížení bezpečně rozloženo
na ostatní nosné prvky.
15
F F
F F
Témata 5, 7 a 8
16
Vývoj koncepce Safe life, fail safe and damage tolerance
1950 198019701960 201020001990
Pře
dp
isy
leto
vé z
pů
so
bil
osti
1954
Comet1988
Aloha
1974
MIL-A-83444
1978 FAR
25.571
1998 FAR
25.571
1956 CAR4b.270
1953 CAR 4b.216
20xx
NCÚ
(trup)
Safe
Life or
Fail
Safe
Damage Tolerance,(Safe Life pouze pro táhla a podvozky)
multiple damages,
full scale fatigue tests
předpis v přípravě
Structural Damage
Capability
Amend. 96
Amend. 45
year
Vývoj předpisů pro certifikace letadel
17
Safe Life: (1956 to 1978) *
• Nepřipouští vznik trhliny
Klasické metody únavy
• Palmgren/Miner
• Neuvažuje poškození z výroby
• ani korozní poškození
Způsoby navrhování na únavu
Fail Safe: (1956 to 1978)
• limitní je kritická délka vady a-crit
Metody lomové mechanikydundancy
• Staticky neurčité konstrukce
• Schopnost provozu s poruchou
• nepředepisuje pravidelné kontroly
N
a-crit
a-det
délka
trhliny
hodin provozuSafe Life
Fail Safe
Způsoby navrhování na únavu
Damage Tolerance:
• využívá znalosti šíření trhlinyN +kritické délky a-crit
Metody lomové mechaniky
•periodické prohlídky, NDT
•nevyžaduje zálohování prvků, je však doporučeno
Interval prohlídek
=
N / k
Damage Tolerance
18
19
Určení intervalu periodických prohlídek
19
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
0 3000 6000 9000 12000 15000
letové hodiny
délk
a t
rhli
ny (
mm
)
okamžik zjištění
trhliny
růstová křivka
trhliny
a1a2
a3
a4
I1 I2 I3 I4
I I I
Id Icr
acr
ad
O čem je DT?
Téma 4
20
Damage tolerant design
délka trhlinykritická délka trhliny
min. detekovatelná t.
práh
Interval
bezpečná doba šíření
život
Zatížení
1.5
1.0
život
Návrhové zatížení
Limitní (max. provozní)
doba provozu
Interval
21
Způsoby navrhování na únavu
• Porušení horního závěsu vlivem únavy
• Utržení vodorovné ocasní plochy – chybně aplikovaná inspekce
• Nevhodný výběr členu pro fail-safe koncepci
2 LUGSFORWARDSPAR
3 LUGS REARSPAR
UPPER CAP
FAIL-SAFEMEMBER
LOWER CAP
FAILUREORIGIN
dolní závěs
horní závěs
fail safe
komponent
zadní nosník
(3 oka)
iniciace trhliny
Příklad selhání filosofie safe life – nehoda v Lusace 1977
22
Způsoby navrhování na únavu
Safe Life Design (FAR 25.571) Safe life, bezp.
k=4Vznik poruchy po Důvod poruchy
A/C type Drak
KC-135 Dolní potah křídla 13 000 h1 000 – 5 000 h
(14 případů) Poškození při
výrobě nebo
provozuF5 Kořen křídla 4 000 h
1 900 h
(1 případ)
F111 Centroplán 4 000 h 105 h (1 případ)
A300
(fatigue)Spojení trupu
48 000 C
(factor 2 in test)
22 800 C
(1 případ)
Poškození
přiúdržbě
area without scratches
area with scratches
doublerouter fuselage skin
Stringer 11RH
door panel
podélná trhlina
950 mm
Příklady neúspěšných řešení do r. 1978)
23
Způsoby navrhování na únavu
• Rýhy iniciovaly korozi a následně únavový defekt
• Růst trhliny, zastavil se na zastavovačích z Al slitiny
HOLE BLOWN IN
FUSELAGE SKIN
X-ACTO
KNIFE
SCRIM
CLOTHGOUGE IN SKIN
SKIN GOUGE CREATED BY TRIMMING
SCRIM CLOTH RESULTED IN EARLY
FATIGUE CRACKING FOLLOWED BY
CABIN DECOMPRESSION
CIRCUMFERENTIAL
FRAME
ALUMINUM
CRACK
STOPPER
SKIN LAP SPLICE
zastavovač
trhliny l
rýhy
nůž
fólie
nýtové
spojerýhy od nože při řezání fólie
přepážka
Nehoda: vznik trhliny v trupu - dekomprese
Příklad úspěšné funkce DT
24
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
25
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
Klasifikace konstrukcí
Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami
monitorování stavu konstrukce SHM.
Multiple load path structure – mnohočetný přenos zatížení
26
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
dé
lka
trh
lin
y
initial damages
aip
ais
in primary load path
in secondary load path
primární
díl
šíření trhliny v
sekundárním dílusekundární
díl
aipais ais + aa
porušení
primárního dílu
Aplikace pro malé a
doplňkové díly:
závěsy, přídavná oka,
kování dveří aj.
27
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
28
Oblasti uplatnění DT
Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle
předpisu AC 25.571-1C
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;
29
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
30
Příklady Fail-safe
Závěsy křídel na trupu
C77
pianový závěs dveří pro cargo
7175 T73511 Ti 6Al4V
31
Damage tolerant design - příklad
• Zbytková pevnost a doba šíření může být prodloužena správným
dimenzováním podélníků:
tuhostní poměr:
= A*EStr/Wt*Eskin (US)
= A*EStr/(A*EStr+WtEskin) (Evropa)
W
t
Průřez podélníku =
A
panel s podélníky
• Doporučuje se použít mater. s vyšší pevností (např. potah: 2024
nebo 2524T3, podélník: 7xxx). A navrhnout poměr ≥ 0.25 (pro
panely trupu)
32
Damage tolerant design - příklad
4 různé technologie- 2 kategorie:
spojované:
Nýtování
Lepení
Obrábění
nebo
protlačování
Svařovaní
Integrované:
Spojení potah podélníky
33
Damage tolerant design - příklad
Potah
2024, 2524, 7475
Podélník
2024, 7075, 7349
7055
přepážka
2024, 7075
nýtMezivrstva svar
potah
6013, 6056
podélník
6110, 6056
přepážka
2024, 7075
Spojované Svařované
drát LBW: AlMgSi12
34
Damage tolerant design
poměr tuhostí 0.58
rozteč podélníků 6 inch
Aluminum stringer
Podélník
panel bez
výztuh
90% scatter
20 4 6 8 inch
da/dn
in/cycle
da/dn
mm/cycle
N (1000 cycles)
10 -4
10 -2
10 -4
10 -6
10 -2
10
20
40
60
70
50
30
50 150100 200
šíření
trhliny
počet
cyklů
mm
Vliv nýtovaných podélníků na šíření trhliny
STR STR STR
6‘‘ 6‘‘
panel s
podélníky
35
Damage tolerant design
da/dn
in/cycle
10 -4
10 -2
10 -6
da/dn
mm/cycle
10 -4
10 -2
mm100604020 80
20 1 3 4
inchStringerStringer
Unstiffened
panel
90% scatter
0
Vliv integrálních podélníků na šíření trhliny
STR STR STR
2‘‘ 2‘‘
panel s
podélníky
panel bez
výztuh
36
Damage tolerant design
Zbytková pevnost pro vyztužený panel
Zbytková
pevnost
(ult)= Rm
materiálu
křivka pevnosti podélníku
odvozená od jeho koncentrace
napětí
Podélník
Porucha bez
zastavení trhliny
Zbytková pevnost panelu
s výztuhou
Oblast stabilního šíření za
podélníkem
Křivka zbytkové pevnosti
panelu bez výztuhy
Napětí pro iniciaci trhliny
v panelu s výztuhouInitiation of crack growth
in unstiffened panel
2a
2s
2s2a << 2s délka trhliny 2a
Napětí pro iniciaci trhliny v
panelu bez výztuhy
37
Damage tolerant design-příklad
Šíření trhlin zpomalují zastavovače trhlin (crack stoppers or crack
retarders). Dvě možnosti řešení
Kruhová výztuž kolem celého
trupu. Zabrzdí trhliny, které by se
rozvíjely z nýtových spojů v její
řadě i mimo ni.
Lokální výztuhy, které zbrzdí
trhliny při šíření v nýtovém spoji
Trup při namáhání přetlakem
38
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)
trhlina přes 2 pole
(e.g. two-bay crack)
FRFR
FR
FRFR
FR
STRSTR
STR
STR
All
ow
ab
le s
tress
100 %
120 - 130 %
bez výztuh s výztuhou
výztuha
(zastavovač)
39
Spojované: nýtovaný nebo lepený
Integrální: obrobený, protlačovaný
stage 1 stage 2 stage 3
stage 1 stage 2 stage 3
spojované nebo integrální provedení může mít jiný mechanismus
rozvoje defektu:
trhlina se nerozšíří
do podélníku
trhlina se
rozdvojí na
podélník a potah
Rozvětvení trhliny
Damage tolerant design - příklady
40
směr růstu
Zastavovače trhlin v podélném spoji:
• trhlina změní směr šíření, když dosáhne výztuhy
• Trhlina na vnější vrstvě se stane viditelnou (mimo NDT metody)
• Mechanismus byl ověřen testy
CRACK STOPPER
Změna směru
šíření
Damage tolerant design - příklady
41
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
DETAILED
RATE
VIEW
RATE
CONGESTION
RATE
SIZE
RATE
LIGHTING
RATE
SURFACE
ACCESS
RATING
IS RATING
O?YES
NO
SELECT NDT
METHOD
PRACTICABILITY RATING CONDITION RATING
GO
TO
NE
XT
HIG
HE
R
INS
PE
CT
ION
LE
VE
L
42
Detekovatelnost trhlin
CASE 1
CASE 2
LH = LO + LC
CASE 3
LH = LO + 2LC
LVIS = LVIS1 + LVIS2
=Směr vizuálního pozorování
LVIS
LO
LDET
LC
LDET
LVIS
LH
LH
LDET
LVIS
2
LVIS
1
LC
LH
Lo
Detekovatelné trhliny při vizuálních prohlídkách podle MSG3
(Maintenance steering group 3)
LDET = LVIS + LH
LVIS = LBAS x (gauge factor)
x (edge factor)
LVIS: je délka určovaná dle MSG3
LDET: délka detekovatelné trhliny
je spočtena podle vztahu
LDET
LVIS LH
LCRIT
N Interval
I =N/j
FC
L
43
95
(95)
100
Pra
vd
ěp
od
ob
no
st
de
tek
ce %
délka trhliny (mm)
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
90
80
60
50
40
20
50
HFECXRMP
VIS
LP
US LFEC
HFEC(r)
(rotating probe)
Detekovatelnou délku trhliny pro danou NDT– určuje PoD křivka
Tyto křivky jsou platné pouze pro daný případ, nelze aplikovat
obecně. Doporučuje se pravděpodobnost objevení trhliny 90 % a
interval spolehlivosti (confidence level) of 95 % .
Legenda následuje
Detekovatelnost trhlin
44
MATERIAL
VIS
LP
MP
HFEC
HFEC(r)
Al Alloy, Steel, Titanium
Al Alloy
Ferromagnetic Steels
Al Alloy
Al Alloy
US
LFEC
XR
Al Alloy
Al Alloy
Al Alloy
SURFACE BREAKING DEFECTSGROUP 1:
(GOOD SURFACE FINISH - GOOD ACCESS)
CLOSE VISUAL
LIQUID PENETRANT
MAGNETIC PARTICLE
HF EDDY CURRENT
HF EDDY CURRENT
(rotating probe)
SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTSGROUP 2:
ULTRASONIC
LF EDDY CURRENT
X RAY
MATERIAL
Detekovatelnost trhlin
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