Upload
winter-myers
View
74
Download
5
Embed Size (px)
DESCRIPTION
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. POUŽITÍ. - PowerPoint PPT Presentation
Citation preview
1
Kovové letecké konstrukcečást 1
Materiály
podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker
AeroStruc – Aeronautical EngineeringVladivoj Otšenášek – SVÚM Praha
upravil Milan Růžička
2
Úvod
STRUKTURA
CHEMICKÉ SLOŽENÍ
VLASTNOSTI VÝROBNÍTECHNOLOGIE
POUŽITÍ
APLIKAČNÍTECHNOLOGIE
Vazby ovlivňující vlastnosti a vývoj materiálů
3
Úvod
Materiály
Kovové Nekovové
Slitiny železa Ostatní slitiny Syntetické Přírodní
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 Al2O3 + Al alloy)• Vlákny vyztužené kovy (Glare: fiberglass + Al)
Klasifikace materiálů
4
Úvod
Podíl různých typů materiálů v dopravních letadlech
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
Značení tvářených slitin hliníku podle původních norem ČSN
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
7
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
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
9XXXspeciální zpracování, např.
prášková metalurgie-
Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)
8
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
O - žíhanýF - z výrobyH - deformačně zpevněnýHXX-odlišení stupně deformačního zpevněníW - po rozpouštěcím žíhání (nestabilní stav)T - tepelně zpracovanýT1XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a přirozeně stárnutýT2XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření, tvářený za studena a přirozeně stárnutýT3XXX– po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a přirozeném stárnutíT4XXX - po rozpouštěcím žíhání a přirozeném stárnutíT5XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a uměle stárnutýT6XXX - po rozpouštěcím žíhání a umělém stárnutíT7XXX - po rozpouštěcím žíhání a přestárnutí / stabilizaciT8XXX - po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a umělém stárnutíT9XXX - 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
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
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
Tepelné zpracování
Rozpouštěcí žíhání Homogenizační žíhání
Žíhání na měkko
Umělé stárnutí
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
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
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
Slévárenská slitina A357 –T61 (AlSi7Mg)
Vstup do motoruØ700 mm
Vstupní dveře Airbus
Vytvrzovatelné slitiny
Rozpouštěcí žíhání 538°C/10h, voda 65-100°C, umělé stárnutí 120°C/8h+154°C/8h
16
Příklady použití typů materiálů
A320
17
Příklady použití typů materiálů
FramesStandard: 2024-T42
cladMachined: 7175-T73xx
Stringers2024-T42 clad
and 7075-T73xx
Upper shell skin panels 2024-T3 clad
Seat rails7175-T6xx
Floor beams7175-T73xx
Support struts7175-T73xx
Lower shell skin panels
2024-T3 clad
forwar
d A320 forward fuselage
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 coversThermoplastic
fixed leading edge
A380-800 structural materials share
6013
6013
GLARE
2524
2024
7xxx
GLARE
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 with7072 alloy
Sheet, plates, forgings, extrusions, rods
T6, T79, T76, T74, T73
Al-Zn-MgAA 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 with1230 alloy
Sheet, thin plates, extrusions, tubes
T3/T4Al-Cu-MgAA 2024
Wrought alloys
Complex geometry
Sand and investment castings
T6Al-Si-MgA 357
Casting alloys
PlechyT66013, 6056
Svařované dílyT6Al-Mg-Si6061, 6110A
T6, T79, T76, T74, T73
Al-Zn-Mg7075, 7175, 7475, 7010, 7040 7050, 7055, 70857150, 7349, 7449
pro vysoké teploty
PlechyT6/T8Al-Cu-Mg2618
Damage tolerance
PlechyT3/T4Al-Cu-Mg2524
T3/T4Al-Cu-Mg2024
Tvářené slitiny
Různé tvaryodlévání do pískuT6Al-Si-MgA 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
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 opravyinspekční prohlídky
hlediska provozu
hlediska návrhu
Únavová p.šíření trhlin
Damage tolerance
Technické požadavky
21
Volba materiálu
Technical aspects
Hlavní trendy
SoučasnostDříve V budoucnu
Zvyšování pevnosti
Lehčí slitiny
Zvyšování korozní odolnosti
Snižování výrobních nákladů
Zvyšování DT odolnosti
22
Volba materiáluMat. 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)
7149 T76 výlisky
7055/7150 T77XX desky, plechy, výkovky
7010 T6XX desky, plechy, výkovky
7075 T6XX desky, plechy, výkovky
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 T73
2024 T3 (kromě výkovků)
6XXX (kromě 6013)• Nejhorší 7XXX T6XXX
2024 T351 (koroze pod napětím)
Tvářitelnost, svařitelnost:• Nejlepší 5XXX
6XXX
Volba materiálu
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
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 zatíženíPoužití:
- 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
Charakteristiky a použití slitin
26
log(da/dN)
(mm/cykl)
10-3
2024
T3
clad
7475
T75
1
10-4
10-5
Volba materiálu
2024
T42
cla
d
2524
T3
clad
2524
T42
cla
d
7050
T74
51
7040
T74
51
7475
T73
51
7055
T77
51
7449
T76
51
Plechy obrobky
Porovnání odolnosti růstu trhlinypro K = 20 MPam, R = 0.1 and T-L směr
27
Volba materiálu
Kc/Kc2024
1,0
0
0,8
0,6
0,4
0,2
1,2
2024
T3
clad
7475
T75
1
2024
T42
cla
d
2524
T3
clad
2524
T42
cla
d
7050
T74
51
7040
T74
51
7475
T73
51
7055
T77
51
7449
T76
51
Plechy obrobky
10
20
30
40
KIc
MPam
Porovnání lomové houževnatistiKc/Kc2024 pro plechy, KIC pro obrobky, T-L direction
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
0
100
200
300
400
500
600
T /°
C/
Litý čep
Vysokoteplotní žíhání(homogenizace)
Lisování
Rozpouštěcí žíhání
Vypínání
Umělé stárnutí
Přirozené stárnutí
Schéma technologie výroby výlisků z vytvrzovatelné slitiny hliníku
Vliv technologií na vlastnosti
30
Lisování
PŘÍMÉ
NEPŘÍMÉ
Vliv technologií na vlastnosti
31
ustálený stav
konec čepu
složitý výlisek
Čep: AlCu4Mg1
Vložky: AlMg3
Lisování – tok materiálu lisovací matricí
Vliv technologií na vlastnosti
32
Nehomogenita mechanických vlastností výlisků
300
400
500
600
700
0 15 30 45 60 75 90 105
Rm
[M
Pa]
Vzdálenost od kraje [mm]
7075-T6
2124-T351
6082-T6
300
400
500
600
700
0 15 30 45 60 75 90 105
Rm
[M
Pa]
Vzdálenost od kraje [mm]
7075-T6
2124-T351
6082-T6
Vliv technologií na vlastnosti
33
Nehomogenita a anizotropie vlastností
34
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
Převzato z: Jaap Shijve „ Fatigue of Structures…
F(Ni)= i/(n+1)
F(Ni)= (i-0,5)/n
F(Ni)= (3i-1)/(3n+1)
35
Báze B
Báze A
AA7475-T73
Nehomogenita a anizotropie vlastností
Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence Data B = 90% / 95%
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
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
Korozní praskání (SCC)
Válcovaná deska ze slitiny AA7075
ST
LTL R p0,2
Vliv technologií na vlastnosti
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, 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
Vliv technologií na vlastnosti
Korozní praskání (SCC)
40
Slitina 7075 –T6 (AlZn6MgCu)
Náboj jízdního kola
Korozní praskání (SCC)
Vliv technologií na vlastnosti
41
Náboj kola
Korozní část lomu
Statická část lomu
Korozní část lomuStatická část lomu
Výkovek
Výlisek
Korozní praskání (SCC)
42
Vlastnosti slitin
Porovnání slitin 2024 a 2524
• Chemické složení
Slit. Procenta zastoupení prvků
Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Ti Zr Ost.
2024 0.5 0.5 3.8 – 4.9
0.3 – 0.9
1.2 – 1.8
0.1 0.25 0.15 0.2 0.2
2524 0.06 0.12 4.0 – 4.5
0.45 – 0.7
1.2 – 1.6
0.05 0.15 0.10 - 0.2
Aluminum alloys 2xxx
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/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.
Al slit. 2024
44
Vlastnosti slitin
Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech
Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence Data B = 90% / 95% cDataS = minimálně dosahované hodnoty
dle dané specifikace
45
Vlastnosti slitin
Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech
Kt = 2.5
Pravděpodobnost poruchy: P=50 %
46
Vlastnosti slitin
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 = 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
Slitina 2524
47
Vlastnosti slitin
Slit. 2524 T3/T351, plátovaný plech
speciální povrch. úprava
48
Vlastnosti slitin
Slit. 2524 T42, plát. plech- spec. povrch. úprava
49
Vlastnosti slitin
1,00E-05
1,00E-04
1,00E-03
1,00E-02
1,00E-01
1,00E+00
10 100
2024
2524
da/dn
(mm/cykl)
K (MPam)
Porovnání šíření trhlin 2024 / 2524 T3/T351
plech
R = 0.1
50
Vlastnosti slitin
7075, 7475, 7010, 7050, 7150, 7055 a 7349:
Slit 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 0.20.25
(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 0.06 - 0.15
7010 0.12 0.15 1.2–2.0 0.1 2.1–2.6 0.05 5.7–6.7
7050 0.12 0.15 2.0–2.6 0.1 1.9–2.6 0.04 5.7–6.7 0.06 0.08–0.15 0.15
7150 0.1 0.15 2.0–2.6 0.05 1.8–2.3 0.04 7.6–8.4 0.6 0.08–0.15 0.15
7055 0.10 0.15 2.0–2.6 0.05 1.8–2.3 0.04 7.6–8.4 0.06 0.08–0.25 0.15
7349 0.12 0.15 1.4–2.1 0.2 1.8–2.7 0.10–0.22 7.5–8.7 0.25 0.15
Slitiny 7xxx
51
Vlastnosti slitin
Srovnání slitin 7xxx
označení: +...+++ dobrý...excelent o uspokojivý - nevhodný!
Rm únava šíření Houž. 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
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 +++ O + +Necitlivý na způsob ochlazování velmi vysoká pevnost
52
Vlastnosti slitin
Slitina 7075 T6/T76 plátovaný plech
53
Vlastnosti slitin
Slit. 7075 T6 plát. plech
Kt = 2.0
P=50 %
54
Vlastnosti slitin
Slit. 7475 T61/T761 plát. plech
55
Vlastnosti slitin
Slit. 7475 T761 plát. plech
Kt = 2.5
P=50 %
56
Vlastnosti slitin
Slit. 7010 T7451 neplátovaný plech
57
Vlastnosti slitin
Slit. 7050 T7451 neplát. plech
58
Vlastnosti slitin
Slit. 7050 T7451 neplát. plech
Kt = 2.5
P=50 %
59
Vlastnosti slitin
Slit. 7150 T6151/T7751 neplát. plech
60
Vlastnosti slitin
Slit. 7349/7055 T76511, výlisky
61
Výhody slit. 6013 T6 vs. 2024 T3
svařitelnost
tvarovatelnost při zprac. T4
stajná cena
Slit. 6013
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
Slitina 6013/6056/6156 T62 plátovaný plech
Vlastnosti slitin
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
A380-celkem 500m2
Vrstvené kompozitní materiály GLARE
Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví
65
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. ……”
Aplikovatelnost materiálů
66
Databáze dat
používá se Metallic Materials Properties Development and Standardization (MMPDS) Handbook (dříve MIL-Hdbk. 5)
Dostupnost dat
67
Kovové letecké konstrukcečást 2
Navrhování dle Damage Tolerance
podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker
AeroStruc – Aeronautical EngineeringVladivoj Otšenášek – SVÚM Praha
upravil Milan Růžička
68
Zastoupení příčin únavových poruch
68
Korozní důlky a poškození
Vnitřni vada v materiálu
Špatná 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.
69
Lokalizace výskytu poruch
69
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.
70
Oblasti pevnosti a životnosti
Rm
oblast Re
C
Am
plitu
da n
apět
í [M
Pa]
Počet cyklů [-]
Základní pojmy
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
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
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
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
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
Kategorie poškození konstrukce
Lokální poškození
Local Damage (LD)
Poškození více lelementů
Multiple ElementDamage (MED)
Vícenásobné poškození
Multiple SiteDamage (MSD)
Rozprostraněné ún. poškození
Widespread FatigueDamage (WFD)
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.
77ČVUT FS & ČSM, datum
78
Způsoby navrhování na únavu
78
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVYZpůsoby 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)
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.
79ČVUT FS & ČSM, datum
80
Způsoby navrhování na únavu
80
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVYZpůsoby 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)
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
Vývoj koncepce Safe life, fail safe and damage tolerance
1950 1980 1970 1960 2010 2000 1990
Pře
dp
isy
let
ové
zp
ůso
bil
ost
i
1954Comet
1988Aloha
1974MIL-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
V návrhuStructural Damage
Capability
Amend. 96
Amend. 45
year
Vývoj předpisů pro certifikace letadel
83
Safe Life: (1956 to 1978) *• Nepřipouští vznik trhlinyKlasické 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-critMetody lomové mechanikydundancy• Staticky neurčité konstrukce• Schopnost provozu s poruchou • nepředepisuje pravidelné kontroly
N
a-crit
a-det
délkatrhliny
hodin provozuSafe Life
Fail Safe
Způsoby navrhování na únavu
Damage Tolerance:• využívá znalosti šíření trhlinyN +kritické délky a-critMetody lomové mechaniky• periodické prohlídky, NDT• nevyžaduje zálohování prvků, je však doporučeno
Interval prohlídek=
N / k
Damage Tolerance
84
85
Způsoby navrhování na únavu
• Porušení horního závěsu vlivem únavy
• Utržení vodorovné ocasní plochy – chybně aplikovaná isnpekce
• Nevhodný výběr členu pro ffail-safe koncepci
2 LUGSFORWARDSPAR
3 LUGS REARSPAR
UPPER CAP
FAIL-SAFEMEMBER
LOWER CAP
FAILUREORIGIN
dolní závěs
horní závěs
fail safekomponent
zadní nosník(3 oka)
iniciace trhliny
Příklad selhání filosofie safe life – nehoda v Lusace 1977
86
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
doubler outer fuselage skin
Stringer 11RH
door panel
podélná trhlina 950 mm
Příklady neúspěšných řešení do r. 1978)
87
Určení intervalu periodických prohlídek
87
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
0 3000 6000 9000 12000 15000
letové hodiny
dél
ka t
rhlin
y (m
m)
okamžik zjištění trhliny
růstová křivkatrhliny
a1a2
a3
a4
I1 I2 I3 I4
I I I
Id Icr
acr
ad
O čem je DT?
Téma 4
88
Způsoby navrhování na únavu
successful:
• Rýhy iniciovaly korozi a následně únavový defekt
• Růst trhliny, zastavil se na zastavovačích z Al slitiny
HOLE BLOWN INFUSELAGE SKIN
X-ACTOKNIFE
SCRIMCLOTHGOUGE IN SKIN
SKIN GOUGE CREATED BY TRIMMINGSCRIM CLOTH RESULTED IN EARLYFATIGUE CRACKING FOLLOWED BYCABIN DECOMPRESSION
CIRCUMFERENTIALFRAME
ALUMINUMCRACKSTOPPER
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
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
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
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
dél
ka
trh
lin
y
initial damages
aipais
in primary load pathin 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.
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
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;
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
Příklady Fail-safe
Závěsy křídel na trupu
C77
pianový závěs dveří pro cargo
7175 T73511 Ti 6Al4V
96
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 provozudoba provozu
Interval
97
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)
98
Damage tolerant design - příklad
4 různé technologie- 2 kategorie:
spojované:
Nýtování
Lepení
Obrábění nebo protlačování
Svařovaní
Integrované:
Spojení potah podélníky
99
Damage tolerant design - příklad
Potah2024, 2524, 7475Podélník2024, 7075, 73497055přepážka2024, 7075
nýtMezivrstva svar
potah6013, 6056podélník6110, 6056přepážka2024, 7075
Spojované Svařované
drát LBW: AlMgSi12
100
Damage tolerant design
poměr tuhostí 0.58rozteč podélníků 6 inch Aluminum stringer
Podélník
panel bez výztuh
90% scatter
20 4 6 8 inch
da/dnin/cycle
da/dnmm/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
101
Damage tolerant design
da/dn
in/cycle
10 -4
10 -2
10 -6
da/dnmm/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
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
2s2a << 2s délka trhliny 2a
Napětí pro iniciaci trhliny v panelu bez výztuhy
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
Damage tolerant design - příklad
Cíl: zamezit vzniku trhliny přes dvě pole trupuLepené 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
able
str
ess
100 %
120 - 130 %
bez výztuh s výztuhou
výztuha (zastavovač)
105
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
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
Failure detectability
Detectable crack length for visual inspection to meet MSG3
BASIC VISIBLEDETECTABLE LENGTH LBAS
MATERIAL GAUGE EFFECT
EDGE EFFECT
VISIBLE LENGTH LVIS
HIDDEN LENGTH LH
DETECTABLE LENGTH LDET
DAMAGE TOLERANT SSI
INSPECTION LEVEL
GENERAL VISUAL.DETAILED
SPECIALDETAILED
RATEVIEW
RATECONGESTION
RATESIZE
RATELIGHTING
RATESURFACE
ACCESSRATING
IS RATINGO?YES
NO
SELECT NDTMETHOD
PRACTICABILITY RATING CONDITION RATING
GO
TO
NE
XT
HIG
HE
RIN
SP
EC
TIO
N L
EV
EL
108
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
LVIS2 LVIS1
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 IntervalI =N/j
FC
L
109
95
(95)
100
Pra
vděp
od
ob
no
st
det
ekc
e %
délka trhliny (mm)
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
90
80
60
50
40
20
50
HFECXRMP
VIS
LP
US LFECHFEC(r)
(rotating probe)
Detekovatelnou délku trhliny pro danou NDT– určuje PoD křivkaTyto 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
MATERIAL
VISLPMPHFECHFEC(r)
Al Alloy, Steel, TitaniumAl AlloyFerromagnetic Steels
Al AlloyAl Alloy
USLFECXR
Al AlloyAl AlloyAl Alloy
SURFACE BREAKING DEFECTSGROUP 1:(GOOD SURFACE FINISH - GOOD ACCESS)
CLOSE VISUALLIQUID PENETRANTMAGNETIC PARTICLEHF EDDY CURRENTHF EDDY CURRENT
(rotating probe)
SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTSGROUP 2:
ULTRASONICLF EDDY CURRENTX RAY
MATERIAL
Detekovatelnost trhlin
NDT metody
111
Abbreviations and symbolsA 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
112
Abbreviations and symbols
FAA Federal aviation administrationFAR Federal aviation regulations (US)FC Flight cycleFCG Fatigue crack growthF&DT Fatigue and damage toleranceFe IronFH, Fh Flight hoursFLG Forward landing gearFML Fiber metal laminateFR FrameFwd. Forward
GFRP Glass fiber reinforced plastic
HFEC High frequency eddy current (NDT inspection method)
I Inspection interval
j Scatter factor
L Longitudinal directionLFEC Low frequency eddy current (NDT inspection method)LH Left handLi LithiumLP Liquid penetrant (NDT inspection method)LT Longitudinal transverse direction
113
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
114
Abbreviations and symbols
R Ratio of minimum to maximum stress (load) of a stress (load) cycleRH Right hand
s Standard deviationSc ScandiumSCC Stress corrosion crackingSi Silicium (Silicon)SiC Silicium CarbideSN, S-N Stress versus life data (diagram or curve)SSI Structural significant itemST Short transverse directionSTR Stringer
T Transverse directionT ScatterTi Titanium
US Ultrasonic (NDT inspection method)
VA Variable amplitude
WFD Widespread fatigue damage
X-ray X-ray radiation (NDT inspection method)
Zn ZincZr Zirconium
115
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)
116
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