Transcript Damage Tolerance - Mechanika

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
1
Zastoupení příčin únavových poruch
Vnitřni vada v
materiálu
Špatná kvalita
nýtových otvorů
Korozní důlky a
poškození
Chybný návrh
součásti
Neznámé příčiny
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
Lokalizace výskytu poruch
Podvozek
Gondoly
Křídlo
Ocasní plochy
Trup
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
Základní pojmy
Oblasti pevnosti a životnosti
Amplituda napětí [MPa]
Rm
oblast
Re
C
Počet cyklů [-]
4
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
5
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
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
Klasifikace konstrukcí
Základní klasifikace
Primární konstrukce
Sekundární konstrukce
SSI
= PSE
= AAS
AAS:
PSE:
SSI:
Celá konstrukce
Airworthiness affected structure (Části u nichž se prokazuje letová způsobilost)
Principal structural element (Hlavní nosné prvky primární konstrukce)
Significant structural item ( Význačné (kritické ) nosné prvky)
8
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
9
Kategorie poškození konstrukce
Lokální poškození
Local Damage (LD)
Poškození více
lelementů
Rozprostraněné
ún. poškození
Multiple Element
Damage (MED)
Widespread
Fatigue
Damage (WFD)
Vícenásobné
poškození
Multiple Site
Damage (MSD)
10
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
Způsoby navrhování na únavu
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY
ÚNAVOVÉ
VLASTNOSTI
SOUČÁSTI
FILOSOFIE
KONSTRUOVÁNÍ
NA ÚNAVU
NA TRVALOU
PEVNOST
(NA NEOMEZENÝ
ÚNAVOVÝ ŽIVOT)
NA ČASOVANOU
PEVNOST
(NA OMEZENÝ
ÚNAVOVÝ ŽIVOT)
SAFE-LIFE
(KONSTRUKCE
S BEZPEČNÝM
ŽIVOTEM)
FAIL-SAFE
(KONSTRUKCE
BEZPEČNÁ PŘI
PORUŠE)
SLOW CRACK
GROWTH(KONSTRUKCE
S POMALÝM
ŠÍŘENÍM TRHLIN)
12
DAMAGE-TOLERANCE
(KONSTRUKCE
S PŘÍPUSTNÝM
POŠKOZENÍM)
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
13
Způsoby navrhování na únavu
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY
ÚNAVOVÉ
VLASTNOSTI
SOUČÁSTI
FILOSOFIE
KONSTRUOVÁNÍ
NA ÚNAVU
NA TRVALOU
PEVNOST
(NA NEOMEZENÝ
ÚNAVOVÝ ŽIVOT)
NA ČASOVANOU
PEVNOST
(NA OMEZENÝ
ÚNAVOVÝ ŽIVOT)
SAFE-LIFE
(KONSTRUKCE
S BEZPEČNÝM
ŽIVOTEM)
FAIL-SAFE
(KONSTRUKCE
BEZPEČNÁ PŘI
PORUŠE)
SLOW CRACK
GROWTH(KONSTRUKCE
S POMALÝM
ŠÍŘENÍM TRHLIN)
14
DAMAGE-TOLERANCE
(KONSTRUKCE
S PŘÍPUSTNÝM
POŠKOZENÍM)
Základní pojmy – Přenos zatížení
Jednoduchý přenos zatížení
(Single load path)
• působící zatížení je rozloženo F
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 F
konstrukcí, kde při poruše
jednoho prvku je působící
zatížení bezpečně rozloženo
na ostatní nosné prvky.
15
F
F
Témata 5, 7 a 8
Vývoj koncepce
Safe life, fail safe and damage tolerance
Vývoj předpisů pro certifikace letadel
multiple damages,
full scale fatigue tests
Damage Tolerance,
1998 FAR
Amend. 96
25.571
Předpisy letové způsobilosti
(Safe Life pouze pro táhla a podvozky)
Safe
Life or
Fail
Safe
NCÚ
(trup)
20xx
1978 FAR
Amend. 45
25.571
V návrhu
Structural Damage
Capability
1956 CAR4b.270
1953 CAR 4b.216
1950
1954
Comet
1960
1970
1980
1974
MIL-A-83444
16
1990
1988
Aloha
2000
2010
year
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
Safe Life
a-det
N
17
Fail Safe
hodin provozu
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
18
Způsoby navrhování na únavu
Příklad selhání filosofie safe life – nehoda v Lusace 1977
iniciace trhliny
FAILURE
ORIGIN
zadní nosník
3 LUGS REAR
SPAR
2 LUGS (3 oka)
FORWARD
CAP
SPAR horníUPPER
závěs
FAIL-SAFE
fail
safe
MEMBER
komponent
dolníLOWER
závěs CAP
• Porušení horního závěsu vlivem únavy
• Utržení vodorovné ocasní plochy – chybně aplikovaná isnpekce
• Nevhodný výběr členu pro ffail-safe koncepci
19
Způsoby navrhování na únavu
Příklady neúspěšných řešení do r. 1978)
Safe Life Design (FAR 25.571)
A/C type
Drak
Safe life, bezp.
k=4
KC-135
Dolní potah křídla
13 000 h
F5
Kořen křídla
4 000 h
F111
A300
(fatigue)
Centroplán
4 000 h
48 000 C
(factor 2 in test)
Spojení trupu
Vznik poruchy po
1 000 – 5 000 h
(14 případů)
1 900 h
(1 případ)
105 h (1 případ)
22 800 C
(1 případ)
Důvod poruchy
Poškození při
výrobě nebo
provozu
Poškození
přiúdržbě
door panel doubler outer fuselage skin
area with
scratches
Stringer 11RH
area without scratches
20
podélná trhlina
950 mm
O čem je DT?
Určení intervalu periodických prohlídek
9
acr
8
růstová křivka
trhliny
délka trhliny (mm)
7
6

5
okamžik zjištění
trhliny
4
3
a4
ad
a3
2
a1
1
a2
 I
 I
0
0
3000
letové hodiny
Téma 4
21
6000
I1
 I
9000
I2
I3
Id
12000
I4
Icr
15000
Způsoby navrhování na únavu
Příklad úspěšné funkce DT
HOLE BLOWN IN
Nehoda: vznik trhliny v trupu - dekomprese
FUSELAGE SKIN
X-ACTO
nůž
KNIFE
CIRCUMFERENTIAL
přepážka
FRAME
rýhy
GOUGE IN
SKIN
ALUMINUM
zastavovač
CRACK
trhliny
l
STOPPER
SKIN
GOUGE
CREATED
BY TRIMMING
rýhy od
nože
při
řezání
fólie
SCRIM CLOTH RESULTED IN EARLY
SCRIM
fólie
CLOTH
SKIN LAP SPLICE
nýtové
spoje
FATIGUE CRACKING FOLLOWED BY
CABIN DECOMPRESSION
successful:
• Rýhy iniciovaly korozi a následně únavový defekt
• Růst trhliny, zastavil se na zastavovačích z Al slitiny
22
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
23
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
délka trhliny
doba šíření
kritická délka trhl.
při limitním zatížení
detekovatelná trhl.
šíření v potahu
detekovatelná
délka
damage assumed
délka trhliny na
interním členu
detectable
critical
počet
letů
Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami
monitorování stavu konstrukce SHM.
24
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.
initial damages
aip in primary load path
ais in secondary load path
doba pro
detekci
trhliny
délka
trhliny
Aplikace pro malé a
doplňkové díly:
závěsy, přídavná oka,
kování dveří aj.
porušení
primárního dílu
critical
šíření trhliny v
sekundárním dílu
sekundární
díl
primární
díl
krit. délka
trhliny
ais
aip
25
počet letů
a
ais + a
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
26
Oblasti uplatnění DT
Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle
předpisu AC 25.571-1C
Křídlo a ocasní plochy
i.
ii.
iii.
iv.
v.
vi.
vii.
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;
27
Oblasti uplatnění DT
Trup
i.
ii.
Přepážky a potah;
Rámy dveří;
iii.
iv.
v.
vi.
vii.
viii.
ix.
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
28
Příklady Fail-safe
Závěsy křídel na trupu
C77
pianový závěs dveří pro cargo
7175 T73511
29
Ti 6Al4V
Damage tolerant design
Zatížení
1.5
Návrhové zatížení
1.0
Limitní (max. provozní)
doba provozu
život
délka trhliny
práh
bezpečná doba šíření
kritická délka trhliny
Interval
min. detekovatelná t.
Interval
život
30
Damage tolerant design - příklad
panel s podélníky
• Zbytková pevnost a doba šíření může být prodloužena správným
dimenzováním podélníků:
Průřez podélníku =
A
W
t
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)
31
Damage tolerant design - příklad
Spojení potah podélníky
4 různé technologie- 2 kategorie:
spojované:
Integrované:
Obrábění
nebo
protlačování
Nýtování
Svařovaní
Lepení
32
Damage tolerant design - příklad
Svařované
Spojované
Mezivrstva
svar
nýt
Potah
2024, 2524, 7475
Podélník
2024, 7075, 7349
7055
přepážka
2024, 7075
potah
6013, 6056
podélník
6110, 6056
přepážka
2024, 7075
drát LBW: AlMgSi12
33
Damage tolerant design
Vliv nýtovaných podélníků na šíření trhliny
10
da/dn
in/cycle

100
50
-2
150
mm 200
N (1000 cycles)
da/dn
mm/cycle
10 -2
panel bez
výztuh
šíření
trhliny
70
60
50
panel s
podélníky
10 -4
6‘‘
6‘‘
40
30
STR
STR
STR
90% scatter
20
Podélník

poměr tuhostí 0.58
rozteč podélníků 6 inch
Aluminum stringer
10 -410
10 -6
0
2
34
4
6
8
inch
počet
cyklů
Damage tolerant design
Vliv integrálních podélníků na šíření trhliny
0
10 -2
60
40
20
80
mm
da/dn
100
da/dn
mm/cycle
in/cycle
panel s
podélníky
90% scatter
10 -2
2‘‘
STR
10 -4
2‘‘
STR
Unstiffened
panel bez
panel
výztuh
STR
10
Stringer
Stringer
10 -6
35
0
1
2
3
inch
4
-4
Damage tolerant design
Zbytková pevnost pro vyztužený panel
Zbytková
pevnost
(ult)= Rm
materiálu
křivka pevnosti podélníku
odvozená od jeho koncentrace
napětí
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
Initiation
of crack
growth
panelu
bez výztuhypanel
in unstiffened
2a << 2s
2s
36
Napětí pro iniciaci trhliny
v panelu s výztuhou
délka trhliny 2a
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.
37
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)
STR
FR
Allowable stress
120 - 130 %
FR
FR
STR
100 %
STR
STR
FR
trhlina přes 2 pole
(e.g. two-bay crack)
bez výztuh
s výztuhou
38
FR
FR
výztuha
(zastavovač)
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
Integrální:
stage 2
stage 3
obrobený, protlačovaný
trhlina se
rozdvojí na
podélník a potah
stage 1
stage 2
39
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
směr růstu
Změna směru
šíření
CRACK STOPPER
40
Failure detectability
Detectable crack length for visual inspection to meet MSG3
DAMAGE TOLERANT SSI
INSPECTION LEVEL
GO TO NEXT HIGHER
INSPECTION LEVEL
GENERAL VISUAL.
DETAILED
RATE
VIEW
RATE
CONGESTION
SPECIAL
DETAILED
RATE
SIZE
BASIC VISIBLE
DETECTABLE LENGTH LBAS
RATE
LIGHTING
RATE
SURFACE
MATERIAL GAUGE EFFECT
EDGE EFFECT
ACCESS
RATING
IS RATING
O?
YES
NO
VISIBLE LENGTH LVIS
SELECT NDT
METHOD
HIDDEN LENGTH LH
DETECTABLE LENGTH LDET
PRACTICABILITY RATING
CONDITION RATING
41
Detekovatelnost trhlin
Detekovatelné trhliny při vizuálních prohlídkách podle MSG3
(Maintenance steering group 3)
CASE 1
LVIS: je délka určovaná dle MSG3
LVIS =
LBAS x (gauge factor)
x (edge factor)
LH = LO + LC
LDET: délka detekovatelné trhliny
je spočtena podle vztahu
CASE 2
LH
LC
LVIS
LO
LDET
LH
LVIS
LDET = LVIS + LH
L
LDET
LCRIT
N
Interval
I =N/j
LH
LVIS
2
LH
LC
LH = LO + 2LC
LVIS = LVIS1 + LVIS2
LDET
LVIS
CASE 3
Lo
LDET
=Směr vizuálního pozorování
FC
42
LVIS
1
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 % .
Pravděpodobnost detekce %
100
90
HFEC(r)
(rotating probe)
US
HFEC
80
MP
LFEC
95
XR
LP
VIS
60
50
(95)
50
40
20
1
2
3
4
5
6
délka trhliny (mm)
Legenda následuje
43
7
8
9
10
Detekovatelnost trhlin
NDT metody
GROUP 1:
SURFACE BREAKING DEFECTS
(GOOD SURFACE FINISH - GOOD ACCESS)
CLOSE VISUAL
LIQUID PENETRANT
MAGNETIC PARTICLE
HF EDDY CURRENT
HF EDDY CURRENT
(rotating probe)
GROUP 2:
VIS
LP
MP
HFEC
HFEC(r)
SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTS
ULTRASONIC
LF EDDY CURRENT
X RAY
US
LFEC
XR
44
MATERIAL
Al Alloy, Steel, Titanium
Al Alloy
Ferromagnetic Steels
Al Alloy
Al Alloy
MATERIAL
Al Alloy
Al Alloy
Al Alloy
Abbreviations and symbols
A
a
AAS
AC
AFRP
Al
Al-Li
AlMgSc
AlMgSi
Permanent strain at rupture
Crack length
Airworthiness affected structure
Advisory circular (US)
Aramid fiber reinforced plastic
Aluminum
Aluminum-Lithium
Aluminum-Magnesium-Scandium
Aluminum-Magnesium-Silicium
CA
CAR
CCT
CFRP
Cr
Cu
Constant amplitude
Civil air regulations
Center cracked tension specimen
Carbon fiber reinforced plastic
Chromium
Copper
D
DSG
DT
Fatigue damage
Design service goal
Damage tolerance
E
EC
EC-HF/MF
EC-LF
Young’s modulus (tension)
Eddy current
Eddy current high frequency / medium frequency
Eddy current low frequency
45
Abbreviations and symbols
FAA
FAR
FC
FCG
F&DT
Fe
FH, Fh
FLG
FML
FR
Fwd.
Federal aviation administration
Federal aviation regulations (US)
Flight cycle
Fatigue crack growth
Fatigue and damage tolerance
Iron
Flight hours
Forward landing gear
Fiber metal laminate
Frame
Forward
GFRP
Glass fiber reinforced plastic
HFEC
High frequency eddy current (NDT inspection method)
I
Inspection interval
j
Scatter factor
L
LFEC
LH
Li
LP
LT
Longitudinal direction
Low frequency eddy current (NDT inspection method)
Left hand
Lithium
Liquid penetrant (NDT inspection method)
Longitudinal transverse direction
46
Abbreviations and symbols
MED
MFEC
Mg
MIL
MLD
MLG
MMPDS
Mn
MP
MSD
MSG3
MT
Multiple element damage
Medium frequency eddy current (NDT inspection method)
Magnesium
US military standard
Multiple local damage
Main landing gear
Metallic Materials Properties Development and Standardization
Manganese
Magnetic particle (NDT inspection method)
Multiple site damage
Maintenance steering group 3
Mid cracked tension specimen
N, n
NaCl
NDT
Life, number of cycles or number of flights
Sodium chloride
Non destructive testing
Os
Osmium
Pb
POD
PSE
Pt
Lead
Probability of detection
Principle structural element
Platinum
47
Abbreviations and symbols
R
RH
Ratio of minimum to maximum stress (load) of a stress (load)
Right hand
s
Sc
SCC
Si
SiC
SN, S-N
SSI
ST
STR
Standard deviation
Scandium
Stress corrosion cracking
Silicium (Silicon)
Silicium Carbide
Stress versus life data (diagram or curve)
Structural significant item
Short transverse direction
Stringer
T
T
Ti
Transverse direction
Scatter
Titanium
US
Ultrasonic (NDT inspection method)
VA
Variable amplitude
WFD
Widespread fatigue damage
X-ray
X-ray radiation (NDT inspection method)
Zn
Zr
Zinc
Zirconium
48
cycle
Abbreviations and symbols
ae
K




m
max
min
aip
ais
da/dN
DF
Dtotal
Ec
Et, E
jL
Kc
KIc
Ke
Kt
L-T
Effective crack extension
Range of stress intensity factor (Kmax – Kmin)
Stiffness ratio
Poisson ratio
Density
Stress
Mean stress
Maximum stress
Minimum stress
initial crack length in primary load path
initial crack length in secondary load path
Crack growth rate (crack growth per load cycle)
Miner factor
Total fatigue damage
Young’s modulus compression
Young’s modulus tension
Scatter factor on life
Fracture toughness for thin material
Fracture toughness for thick material
Effective stress intensity factor
Stress concentration factor
Longitudinal – transverse direction (Stress: longitudinal, crack: transverse)
49
Abbreviations and symbols
Rbru = BUS
Rbry = BYS
Rc0,2 = FTY = TYS
Rm = FTU = TUS
Rp0,2 = FTY = TYS
Rsu = SUS
R50%
T
T-L
X
Bearing ultimate strength
Bearing yield strength
Compression yield strength
Tensile ultimate strength
Tensile yield strength
Shear ultimate strength
Risk factor due to number of specimens for SN-data
Scatter
Transverse – longitudinal direction (Stress: transverse, crack: longitudinal)
Reduction factor due to number of fatigue critical locations
50