Transcript Materiály - Mechanika

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
1
Úvod
Vazby ovlivňující vlastnosti a vývoj materiálů
STRUKTURA
POUŽITÍ
CHEMICKÉ
SLOŽENÍ
VLASTNOSTI
VÝROBNÍ
TECHNOLOGIE
2
APLIKAČNÍ
TECHNOLOGIE
Úvod
Klasifikace materiálů
Materiály
Nekovové
Kovové
Slitiny železa
Ocel, litiny,...
(r  7,9 g/cm³)
Ostatní slitiny
Lehké kovy
(r < 5,0 g/cm³)
Těžké kovy
(r > 5,0 g/cm³)
Li (0,5)
Mg (1,7)
Al (2,7)
Ti (4,5)
Cu (9,0)
Pb (11,3)
Pt (21,4)
Os (22,5)
Syntetické
Kompozity
(CFRP),
keramika, ...
Přírodní
Dřevo,
kůže, ...
Hybridní materiály
• Částicové kompozity (SiC or Al2O3 + Al alloy)
• Vlákny vyztužené kovy (Glare: fiberglass + Al)
3
Úvod
Podíl různých typů materiálů v dopravních letadlech
4
Přehled typů slitin
Slitiny hliníku
Al-Cu
Zn
Mg
Al-Cu-Mg
Al-Mg-Si
stárnuté slitiny
Al-Zn-Mg
Al
Cu
Al-Zn-Mg-Cu
Al-Si
Mn
Si
Al-Si-Cu
lité slitiny
Al-Mg
vytvrzované slitiny
Al-Mn
5
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
Značení tvářených slitin hliníku podle původních norem ČSN
6
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)
Označení slitiny
1XXX
2XXX
3XXX
4XXX
5XXX
6XXX
7XXX
8XXX
9XXX
Hlavní legující prvek
Čistota Al>99,00%
Cu
Mn
Si
Mg
Mg a Si
Zn
Ostatní prvky (např. Li)
speciální zpracování, např.
prášková metalurgie
7
Typický představitel
1050
2024
3103
4002
5754
6061
7075
8090
-
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)
O - žíhaný
F - z výroby
H - deformačně zpevněný
HXX-odlišení stupně deformačního zpevnění
W - po rozpouštěcím žíhání (nestabilní stav)
T - tepelně zpracovaný
T1XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a přirozeně stárnutý
T2XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření, tvářený za studena
a přirozeně stárnutý
T3XXX– po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a přirozeném stárnutí
T4XXX - po rozpouštěcím žíhání a přirozeném stárnutí
T5XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a uměle stárnutý
T6XXX - po rozpouštěcím žíhání a umělém stárnutí
T7XXX - po rozpouštěcím žíhání a přestárnutí / stabilizaci
T8XXX - po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a umělém stárnutí
T9XXX - po rozpouštěcím žíhání umělém stárnutí a tváření za studena
ČSN EN 573-1: „Hliník a slitiny hliníku …“ – Část 1:Číselné označování
8
Rozdělení slitin hliníku a jejich značení
1) Slitiny tvářené
vytvrditelné
Al-Cu, Al-Mg-Si
Al-Zn
nevytvrditelné
Al-Mg, Al-Mn
Al-Si
2) Slitiny slévárenské
Al-Si, Al-Mg
3) PM slitiny
(prášková metalurgie)
4) KKM
(Kompozity s kovovou matricí)
5) Sdružené materiály
(ARALL, GLARE)
9
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)
10
Tepelné zpracování
Rozpouštěcí žíhání
Homogenizační žíhání
Žíhání na měkko
Umělé stárnutí
11
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.
12
Vytvrzovatelné slitiny
Tvářené slitiny typu Al-Cu řady 2XXX(duraly) – AA2024 (AlCu4Mg1)
AA2024
T3: Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C,
tváření za studena, přirozené stárnutí (4 dny)
T4:Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C,
přirozené stárnutí (4 dny) – tepelné zpracování
u odběratele
T8: Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C,
tváření za studena, umělé stárnutí 190°C/12h
13
Vytvrzovatelné slitiny
Tvářené slitiny Al-Zn řady 7XXX - AA7075 (AlZn6MgCu)
AA7075
Rozpouštěcí žíhání – 475°C, voda
Přirozené stárnutí - nepoužívá se
Umělé stárnutí (120°C/24 hod) – T6
(115°C/5 hod +165°C/15 hod) – T73
(115°C/5 hod +165°C/15 hod) – T76
Ve stavu T6 má slitina maximální pevnost
ale špatnou korozní odolnost.
Přestárnutí na stavy T7X vedou sice ke
zhoršení pevnosti ale ke zlepšení korozní
odolnosti. Ve vývoji jsou další postupy
tepelného zpracování.
14
Vytvrzovatelné slitiny
Slévárenská slitina A357 –T61 (AlSi7Mg)
Rozpouštěcí žíhání 538°C/10h, voda 65-100°C, umělé stárnutí 120°C/8h+154°C/8h
Vstupní dveře
Airbus
Vstup do motoru
Ø700 mm
15
Příklady použití typů materiálů
A320
16
Příklady použití typů materiálů
Upper shell
skin panels
2024-T3 clad
Frames
Standard: 2024-T42
clad
Machined: 7175-T73xx
Seat rails
7175-T6xx
Stringers
2024-T42 clad
and 7075T73xx
Floor beams
7175-T73xx
Support struts
7175-T73xx
Lower shell
skin panels
2024-T3 clad
A320 forward fuselage
17
Příklady použití typů materiálů
A380-800 structural materials share
Fin box & rudder,
horizontal tail plane box
& elevators with
monolithic CFRP
Tailcone Fwd
in CRFP
Upper deck floor
beams in CRFP
GLARE
Upper/side fuselage
GLARE
skin in GLARE
2524
2024
6013
Welded lower
fuselage panels
CFRP pressure
bulkhead
7xxx
6013
Center wing
box in CRFP
Thermoplastic
fixed leading edge
18
Advanced aluminum
alloys for wing covers
Příklady použití typů materiálů
Civolní letouny
slévárenská
Casting slitina
alloys
Al-Si-Mg
T6
odlévání
do písku
Sand and
investment
castings
2024AA 2024
Al-Cu-Mg
T3/T4
2524AA 2524
Al-Cu-Mg
T3/T4
Plechy,
desky,
Sheet,thin
plates
,
výlisky, trubky
extrusions
, tubes
Plechy
Sheet
2618AA 2618
Al-Cu-Mg
T6/T8
6061
6061,AA
6110A
Al-Mg-Si
T6
A 357
A 357
Různé tvary
Complex
geometry
Tvářené
Wrought
slitiny
alloys
AA 6013
6013, 6056
Al-Mg-Si-Cu T6
Al-Mg-Si-Cu T6
7075, 7175, Al-Zn-Mg
7075,AA
7175,
7475,7475,
7010,7010,
7040
7050,
7055,
7050, 7055, 7085
7150,7150,
7349,7349
7449
T6, T79,
T76, T74,
T73
19
Plechy
plátovány
Sheet are
clad
slitinou
1230
with1230
alloy
Damage
tolerance
Plechy
Sheet
Highvysoké
pro
temperatures
teploty
Plechy,desky,
trubky,
Svařované
díly
Sheet, plates,forgings
, Welded
parts
tyče,
výlisky
extrusions
, tubes, rods
Sheet
Welded parts
Plechy
Svařované díly
Plechy,desky,
trubky,
Sheet, plates,forgings
, Plechy
Sheet are
clad
plátovány
tyče
extrusions
, rods
with7072
alloy
slitinou
7072
Volba materiálu
Technické požadavky
Corozní odolnost
Statická pevnost
Únavová p.
(do iniciace)
(stress-corrosion
cracking )
Údržba opravy
inspekční prohlídky
Únavová p.
šíření trhlin
Material
Lomová houž.
Damage
tolerance
Tuhost
Únavová odolnost
(E - modul
(Iniciace/propace trhlin)
Měr. hmotnost
Cena
Výrobní náklady
hlediska provozu
hlediska návrhu
20
Volba materiálu
Technical aspects
Hlavní trendy
Zvyšování pevnosti
Zvyšování DT odolnosti
Lehčí slitiny
Zvyšování korozní odolnosti
Snižování výrobních nákladů
Dříve
Současnost
21
V budoucnu
Volba materiálu
Mat. pro „statická“ zatížení
• Vysokopevnostní slitiny (Rm, Rp0,2)

7XXX
7010 T6XXX
 tlustostěnné díly
7075 T6XXX
 tenkostěnné díly
Tepelné úpravy – srovnáno podle pevnosti (od max k min):
7XXX T76, T74 and T73
• kompromis pevnost/korozní odolnost 
• nejlepší pro smyková napětí

• Vysokomodulové (ET, EC)



2024 T3XXX
7149 T76
7XXX T76 or T74
7XXX T6 or T76
Al-Li alloys např.
desky, plechy, výkovky
výlisky
• Slitiny s vysokou mezí kluzu v tlaku (Rc0,2) 
7149 T76
7055/7150 T77XX
7010 T6XX
7075 T6XX
22




výlisky
desky, plechy, výkovky
desky, plechy, výkovky
desky, plechy, výkovky
Volba materiálu
Mat. pro „únavová“ zatížení
• Kompromis únava/ šíření / houževnatost 
2024 T3XXX

desky, plechy, výkovky
7475 T73XX

desky, plechy
6013 T6 HDT

desky, plechy
Korozní odolnost:
• Nejlepší

• Nejhorší
7XXX T73
2024 T3 (kromě výkovků)
6XXX
(kromě 6013)
7XXX T6XXX
2024 T351 (koroze pod napětím)

Tvářitelnost, svařitelnost:
• Nejlepší

5XXX
6XXX
23
Volba materiálu
Charakteristiky a použití slitin
2XXX (Al-Cu) :
- Výborná houževnatost
- Dobrá odolnost únavě
- Nízká rychlost šíření trhlin vhodné pro aplikace DT při
tahovém zatížení
- Náchylnost k vrstevnaté korozi plátování povrchů
Typické aplikace:
- Potahy a podélníky dolní části křídel
- Potahy trupu a podélníky
- Pevné náběžné hrany
- Sloty
Vrstevnatá koroze
24
Volba materiálu
Charakteristiky a použití slitin
7XXX (Al-Zn)
- Vyšší pevnost než 2XXX
- Nižší houževnatost než 2XXX
- Pomalé šíření trhlin  použití jako vysopevnostní materiál pro
tahové i tlakové oblasti zatížení
Použití:
- Potahy a podélníky horní části křídel
- Nosníky a žebra
- Podélníky a přepážky trupu
- Nosníky směrovek (ale A340-500/600 = CFRP)
- Klapky a jejich dráhy
- Lyžiny sedaček
- Příčníky, vzpěry
25
Volba materiálu
Porovnání odolnosti růstu trhliny
pro K = 20 MPam, R = 0.1 and T-L směr
log
(da/dN)
(mm/cykl)
Plechy
obrobky
10-3
26
7055 T7751
7449 T7651
7475 T7351
7040 T7451
7050 T7451
7475 T751
2524 T42 clad
2524 T3 clad
2024 T42 clad
10-5
2024 T3 clad
10-4
Volba materiálu
Porovnání lomové houževnatisti
Kc/Kc2024 pro plechy, KIC pro obrobky, T-L direction
Plechy
obrobky
1,2
40
1,0
KIc
MPa
m
0,8
30
Kc/Kc2024
0
7055 T7751
7449 T7651
7475 T7351
7040 T7451
7050 T7451
7475 T751
2524 T42 clad
2524 T3 clad
0,2
2024 T42 clad
0,4
2024 T3 clad
0,6
20
10
27
Vliv technologií na vlastnosti
Vliv nehomogenní deformace na strukturu a vlastnosti
lisování
Výrobní deformace
kování
válcování
tvarování
Deformace u odběratele
povrchové úpravy
TMZ
28
Vliv technologií na vlastnosti
Schéma technologie výroby výlisků z vytvrzovatelné slitiny hliníku
600
Vysokoteplotní žíhání
(homogenizace)
Rozpouštěcí žíhání
500
Lisování
T /°C/
400
300
200
Litý čep
Umělé stárnutí
Vypínání
100
Přirozené stárnutí
0
29
Vliv technologií na vlastnosti
Lisování
PŘÍMÉ
NEPŘÍMÉ
30
Vliv technologií na vlastnosti
Lisování – tok materiálu lisovací matricí
Čep: AlCu4Mg1
Vložky: AlMg3
ustálený stav
konec čepu
složitý výlisek
31
Vliv technologií na vlastnosti
Nehomogenita mechanických vlastností výlisků
700
700
7075-T6
7075-T6
600
500
2124-T351
400
6082-T6
Rm [MPa]
Rm [MPa]
600
2124-T351
500
400
300
6082-T6
300
0
15
30
45
60
75
90
105
Vzdálenost od kraje [mm]
0
15
30
45
60
Vzdálenost od kraje [mm]
32
75
90
105
Nehomogenita a anizotropie vlastností
33
Nehomogenita a anizotropie vlastností
Bodový odhad distribuční funkce pomocí
uspořádaného náhodného výběru
{N1 ≤ N2 ≤… ≤ Nn}
Hodnota distribuční funkce F(Ni)
Odhady distribuční funkce pomocí vztahů
F(Ni)= i/(n+1)
F(Ni)= (i-0,5)/n
F(Ni)= (3i-1)/(3n+1)
Převzato z: Jaap Shijve „ Fatigue of Structures…
34
Nehomogenita a anizotropie vlastností
AA7475-T73
Báze B
Báze A
Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence
Data B = 90% / 95%
35
Vliv technologií na vlastnosti
Korozní praskání (Stress Corrosion Cracking)
Korozní praskání je jev, ke kterému dochází při současném působení tahových
napětí a korozního prostředí. Jedná se o jev obtížně kontrolovatelný a
předvídatelný. Proto je nutná prevence. Odolnost vůči SCC je proto jedním z
důležitých parametrů při návrhu materiálů pro konstrukční účely. K poruchám
vlivem SCC může docházet i v případech, kdy materiál není zatěžován (například
při skladování nebo při přepravě).
Tahová pnutí mohou být vnesena do materiálu různými mechanismy:
- při výrobě (kování, válcování, lisování, jakákoliv deformace za studena),
- při deformaci u uživatele,
- při montáži,
- při spojování (svařování, nýtování) a
- při obrábění.
36
Vliv technologií na vlastnosti
Korozní praskání (SCC)
SCC je komplexní jev který je ovlivněn souběžně působícími korozními,
mechanickými a metalurgickými faktory. Charakteristické pro výskyt a
sledování SCC jsou obtížně definovatelné vlivy prostředí, neznalosti v
rozdělení tahových napětí, neznalosti v v mechanismech vzniku a šíření SCC
trhlin a obtížně definovatelný vliv teploty. Z těchto důvodů vyplývá obtížná
kontrola tohoto typu porušení. Proto je zásadní prevence.
Při prevenci s ohledem na SCC je proto rozhodující:
-volba vhodné slitiny pro dané umístění v konstrukci,
- volba takových technologických operací, které minimalizují vnitřní pnutí,
- minimalizace konstrukčních vlivů a navrhovat takové konstrukční řešení,
které zohledňuje strukturu materiálu (anizotropie struktury - tlusté desky, ST
orientace)
37
Vliv technologií na vlastnosti
Korozní praskání (SCC)
Válcovaná deska ze slitiny AA7075
L
LT
ST
38
R p0,2
Vliv technologií na vlastnosti
Korozní praskání (SCC)
Rozdělení vybraných slitin hliníku podle odolnosti vůči SCC do tří skupin
(podle ESA – ECSS-Q-70-36).
Skupina I
Vysoká odolnost
Skupina II:
Střední odolnost
Skupina III:
Nízká odolnost
2024-T8, tyče
2219-T6, T8
2024-T8, 2124-T8
desky
2011-T3, T4
2024-T3, T4
7049, 7149,
7050,7075,7475
Vše v T73
7049, 7050, 7075,
7175, 7475, 7178
Vše v T76
7075, 7175, 7079,
7178, 7475
Vše v T6
6XXX
všechny stavy
1420, 1421 (AlLi)
8090
1441, 1460
A356.0, A357.0
39
Vliv technologií na vlastnosti
Korozní praskání (SCC)
Slitina 7075 –T6 (AlZn6MgCu)
Náboj jízdního kola
40
Korozní praskání (SCC)
Výkovek
Náboj kola
Statická část lomu
Korozní část lomu
Korozní část lomu
Výlisek
Statická část
lomu
41
Vlastnosti slitin
Aluminum alloys 2xxx
Porovnání slitin 2024 a 2524
• Chemické složení
Procenta zastoupení prvků
Slit.
2024
Si
Fe
0.5
0.5
2524 0.06
Cu
Mn
Mg
Cr
Zn
Ti
Zr
Ost.
0.1
0.25
0.15
0.2
0.2
0.12 4.0 – 0.45 1.2 – 0.05
4.5 – 0.7 1.6
0.15
0.10
-
0.2
3.8 – 0.3 – 1.2 –
4.9
0.9
1.8
42
Vlastnosti slitin
Al slit. 2024
Popis:
• Slitina 2024 s úpravou T3xxx je nejvhodnější kompromis pro
únavu, šíření trhliny a odolnost křehkému lomu.
• hustota materiálu r = 2.80 g/cm3.
Korozní odolnost:
• 2024 T3 dobrá.
• Mělo by se zamezit trvalému namáhání u slit. 2024 T351 může vést
k mezikrystalické korozi a trhlinám – korozní praskání.
43
Vlastnosti slitin
Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech
Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence
Data B = 90% / 95% c
DataS = minimálně dosahované hodnoty
dle dané specifikace
44
Vlastnosti slitin
Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech
Kt = 2.5
Pravděpodobnost
poruchy: P=50 %
45
Vlastnosti slitin
Slitina 2524
Popis:
• Al slit. 2524 má shodné mater. vlastnosti jako 2024, kromě
• šíření trhliny  má nižší rychlost šíření
• lomová houževnatos  je o 20 procent vyšší než 2024
• hustota materiálu r = 2.80 g/cm3.
Použití:
• 2524 se užívá tam, kde se dříve užívala slit. 2024, avšak kde je
vyžadována vyšší odolnost proti šíření trhliny nebo vyšší lom.
houževnatost.
Korozní odolnost:
• jako 2024
46
Vlastnosti slitin
Slit. 2524 T3/T351, plátovaný plech
speciální povrch. úprava
47
Vlastnosti slitin
Slit. 2524 T42, plát. plech- spec. povrch. úprava
48
Vlastnosti slitin
Porovnání šíření trhlin 2024 / 2524 T3/T351
1,00E+00
plech
R = 0.1
1,00E-01
da/dn
(mm/cykl)
1,00E-02
2024
2524
1,00E-03
1,00E-04
1,00E-05
10
49
K (MPam)
100
Vlastnosti slitin
Slitiny 7xxx
7075, 7475, 7010, 7050, 7150, 7055 a 7349:
Slit
Procent
Si
Fe
Cu
Mn
Mg
Cr
Zn
Ti
Zr
7075
0.4
0.5
1.2–2.0
0.3
2.1–2.9
0.18–0.28
5.1–5.6
0.2
0.25
(Ti+Zr)
7475
0.10
0.12
1.2–1.9
0.06
1.9–2.6
0.18–0.25
5.2–6.2
0.06
-
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
50
others
Vlastnosti slitin
Srovnání slitin 7xxx
označení: +...+++ dobrý...excelent
Rm
únava
šíření
Houž.
Korozní
odolnost
o uspokojivý
k.
praskání
- nevhodný!
Pozn.
SCC pro směr ST, citlivost na vrstevnatou
korozi,aplikace na nové konstrukce není
povolena
7075T6
++
O
-
O
-
-
7075T73
+
O
+
+
+
++
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
+
+
Snížený obsah obsah Fe- a Si,Necitlivý na způsob ochlazování
 vysoká pevnost
+
+
Necitlivý na způsob ochlazování
 velmi vysoká pevnost
7055T76
+++
+
7349T76
+++
O
+
+
51
Do tlouštěk max.100 mm
Vlastnosti slitin
Slitina 7075 T6/T76 plátovaný plech
52
Vlastnosti slitin
Slit. 7075 T6 plát. plech
Kt = 2.0
P=50 %
53
Vlastnosti slitin
Slit. 7475 T61/T761 plát. plech
54
Vlastnosti slitin
Slit. 7475 T761 plát. plech
Kt = 2.5
P=50 %
55
Vlastnosti slitin
Slit. 7010 T7451 neplátovaný plech
56
Vlastnosti slitin
Slit. 7050 T7451 neplát. plech
57
Vlastnosti slitin
Slit. 7050 T7451 neplát. plech
Kt = 2.5
P=50 %
58
Vlastnosti slitin
Slit. 7150 T6151/T7751 neplát. plech
59
Vlastnosti slitin
Slit. 7349/7055 T76511, výlisky
60
Vlastnosti slitin
Slit. 6013
Laser beam 1
svařování podélníků
Laser beam 2
Sensor joint
monitoring
Plasma
analysis
Skin panel and
stringer
Tooling for skin fixing
Výhody slit. 6013 T6 vs. 2024 T3
 vyšší mez kluzu
 svařitelnost
 vyšší lom. houževnatost
 tvarovatelnost při zprac. T4
 nižší rychlost šíření trhlin
 stajná cena
 3 % nižší hustota
61
Vlastnosti slitin
Slitina 6013/6056/6156 T62 plátovaný plech
62
Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví
Vrstvené kompozitní materiály typu ARALL a GLARE
Přednosti:
- Snížení hmotnosti od 15 do 30%,
- Odolnost proti proražení
- Výborná odolnost při požáru
- Výborná odolnost při úderu blesku
- Zvýšená odolnost proti šíření trhliny
63
Nevýhody:
- Cena
- Nižší plasticita
- Větší anizotropie
Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví
Vrstvené kompozitní materiály GLARE
A380-celkem 500m2
64
Aplikovatelnost materiálů
V civilním letectví je třeba plnit hlavní články předpisů
FAR 25.603 Materials
“The suitability and durability of materials used for parts, the failure of
which could adversely affect safety, must – (a) Be established on the
basis of experience or tests; (b) Conform to approved specifications …
(c) Take into account the effects of environmental conditions … .”
FAR 25.605 Fabrication methods
“ (a) The methods of fabrication used must produce a consistently sound
structure. …. (b) Each new aircraft fabrication method must be
substantiated by a test program.”
FAR 25.613 Material strength properties and material design values
“ (a) Material strength properties must be based on enough tests … (b)
Material design values must be chosen to minimize the probability of
structural failures due to material variability. ……”
65
Databáze dat
Dostupnost dat
používá se Metallic Materials Properties Development and Standardization
(MMPDS) Handbook (dříve MIL-Hdbk. 5)
66
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
67
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.
68
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.
69
Základní pojmy
Oblasti pevnosti a životnosti
Amplituda napětí [MPa]
Rm
oblast
Re
C
Počet cyklů [-]
70
Základní pojmy – Konstrukce
Primární konstrukce
(Primary structure)
• je konstrukce, která přenáší
letová i pozemní zatížení,
či zatížení přetlakem.
Má prakticky totožný význam
jako nosná konstrukce.
Sekundární konstrukce
(Secondary structure)
• je konstrukce, která přenáší pouze
vzdušná nebo setrvačná zatížení,
která působí vně nebo uvnitř této konstrukce.
Témata 5, 7 a 8
71
Základní pojmy – Konstrukce
Nosná konstrukce
(Airframe)
součásti letounu, jejichž porucha
vážně ohrozí letoun po pevnostní
stránce.
Části konstrukce podléhající průkazu
(AAS=Airworthiness affected structure)
součásti konstrukce, na které se
vztahuje průkaz letové způsobilosti
Témata 5, 7 a 8
72
Základní pojmy – Konstrukce
Kritické nosné prvky
(CSE=Critical structural elements)
(SSI =Significant structural elements)
jsou takové prvky, jejichž porucha způsobí katastrofické selhání
letounu.
Hlavní nosné prvky
(PSE =Principal structural elements)
jsou takové prvky primární části konstrukce, které přispívají
významně k přenosu letových i pozemních zatížení a zatížení od
přetlaku. Jejich porucha může způsobit katastrofické selhání letounu.
Témata 5, 7 a 8
73
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)
74
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
75
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)
76
Způsoby navrhování na únavu
Konstrukce s bezpečným životem (Safe-life)
• konstrukce musí být posouzena s ohledem na schopnost vydržet
opakovaná zatížení proměnné velikosti předpokládané během celého
únavového života a to bez zjistitelných trhlin.
Konstrukce bezpečná při poruše (Fail-safe)
• znamená, že konstrukce je navrhována tak, aby katastrofické selhání
nebylo pravděpodobné ani po vzniku únavové poruchy, nebo při
zřejmém selhání jednoho důležitého nosného členu.
ČVUT FS & ČSM, datum
77
Způsoby navrhování na únavu
Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY
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)
78
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
79
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)
80
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.
81
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
82
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
83
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
84
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
85
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
86
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
87
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
88
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
89
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.
90
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
91
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
92
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;
93
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
94
Příklady Fail-safe
Závěsy křídel na trupu
C77
pianový závěs dveří pro cargo
7175 T73511
95
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
96
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)
97
Damage tolerant design - příklad
Spojení potah podélníky
4 různé technologie- 2 kategorie:
spojované:
Integrované:
Obrábění
nebo
protlačování
Nýtování
Svařovaní
Lepení
98
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
99
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
100
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
101
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
102
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.
103
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
104
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
105
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
106
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
107
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
108
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
109
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
110
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
111
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
112
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
113
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
114
cycle
Abbreviations and symbols
ae
K


r

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)
115
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
116