Процена века структуралних елемената ваздухоплова до појаве иницијалних оштећења

Abstract

Предмет докторске дисертације је проучавање и успостављање целовитих прорачунских процедура за процену века структуралних елемената авионских конструкција изложених цикличним оптерећењима константне амплитуде и степенастим спектром оптерећења. Током претходних година значајна истраживања су усмерена на развој нумеричких метода везано за процену века сложених конструкција изложених цикличним оптерећењима. Када се ради о авионским конструкцијама по правилу укупни век структуре авиона је подељен у две фазе и то: (1) До појаве иницијалних оштећења и (2) У присуству иницијалних оштећења у виду прскотина.Када се ради о виталним елементима код авионских конструкција чији отказ може угрозити безбедност лета тада се њихово димензионисање примарно базира на принципима понашања и процене века до појаве иницијалних оштећења. У дисертацији ће пажња управо бити усмерена на успостављање прорачунских метода/процедура и одговарајућег софтвера за процену века до појаве иницијалних оштећења, примарно код структуралних елемената авионских конструкција – типа металне конструкције под дејством цикличних оптерећења константне амплитуде и спектра оптерећења. Успостављене методе/процедуре за процену века елемената констукција до појаве иницијалних оштећења ће бити експериментално верификоване. Авионске конструкције су током експлоатације изложене дејству цикличних оптерећења како константне амплитуде тако и спектра оптерећења. Спектар оптерећења се по правилу дефинише на бази испитивања у лету или у складу са препорукама за одређене категорије авиона.. За процену века до појаве иницијалних оштећења потребно је дефинисати критичне зоне потенцијалних отказа на конструкцији. Потенцијално критичне зоне елемената и склопова конструкција авиона су по правилу зоне концентрације напона и исте се одређују применом Методе Коначних Елемената (МКЕ). У овим зонама при замору се по правилу јављају иницијалне прскотине. За одређивање броја циклуса оптерећења или пак блокова оптерећења користе се различити критеријуми попут Coffin-a, Manson-Halforda и других. У циљу верификације прорачунских метода за процену века до појаве иницијалних оштећења биће извршена и одговарајућа испитивања на замор. Процена века до појаве иницијалних оштећења ће се спровести за реални “степенасти” спектар оптерећења авиона. Овде ће се идентификовати утицај сваког нивоа оптерећења спектра у оквиру блока на укупно оштећење. Ова прорачунска процена ће бити упоређена са сопственим експерименталним резултатима која ће бити спроведена у оквиру ових истраживања. Истрживања у дисертацији треба да пруже подлогу за дефинисање нових или допуну и потврђивање већ постојећих законитости и утицајних фактора у погледу појаве иницијалних оштећења у елементима конструкција типа летелица укључивши и процене века под дејством репрезентативног спектра оптерећења код авионских конструкција.

The subject of doctoral dissertation is research into domain fatigue life estimations of aircraft structural components under cyclic loads of constant amplitude and load spectrum. During previous decades primary attention has been focused to develop of computational methods in domain fatigue life estimations of aircraft structural components. Total fatigue life of aircraft structural elements can be devided ino two phasis: (1) initial fatigue life esrimation and (2) residual fatigue life estimation of structural elements with initial cracks. In practical aircraft design of structures, in which damage of its structural components can to course catastrophic failure, design of its vital structural components is based on initial fatigue life estimation of aircraft structural components. In this thesis special attention is focused to developing computatiom methods/procedures and corresfonding softwares for fatigue life estimations up to crack initiation, primary to metal aircraft structural elements under cyclic loads with constant amplitude and load spectrum. Developed comptation methods/procedures with respects to initial fatigue life damages are compared with experimental results. Aircraft structures during exploitation are exposed to cyclic loads with constant amplitude and load spectrum. In principal load spectrum is defined using aircraft flights in accordance recomandations for various aircraft categories. Potential critical zones of aircraft structures are zones of stress concentrations and these zones are determined in this study using Finite Element Method (FEM). In these zones during fatigue loadings in principal initial crack will be occurred. For determination the numer of cycles or number of load bloacks up to crack initiation can be used various criterions such as Coffin, Manson-Halford etc. To verify considered computation methods/procedures for initial fatigue life estimations here will be the corresponding fatigue tests included. Initial fatigue life estimations is realized for real “levels” load spectrum. Here will be identify the influence of each load levels in spectrum od block to overall damages. This computation procedure is compared with own experimental fatigue tests. Investigations in this thesis need to support for defining a new or addition and verification of existing design rules and the influenced factors in domain of crack initiation in structural elements of the flight structures including and life estimations under representative load spectrum for aircraft structures.