Утицај иницијалних оштећења на преостали век структуралних елемената ваздухоплова

Abstract

Предмет докторске дисертације је проучавање и успостављање целовитих прорачунских процедура за процену преосталог века структуралних елемената авионских конструкција изложених цикличним оптерећењима константне амплитуде и степенастим спектром оптерећења. Примарна пажља у раду је усмерена на успостављању прорачунских процедура за анализе чврстоће елемената структуре ваздухоплова вса „аспекта допустивих оштећења“. Данас су замор и анализа чврстоће са аспекта допустивих оштећења постали незаобилазни у процесу пројектовања структуре ваздухоплова јер су узроци ломов последица различитих облика оштећења. Нека од овог типа оштећења су довела и до губитака ваздухоплова. Пројектовање са аспекта допустивих оштећења је уствари „оспособљавање“ структуре ваздухоплова да одређени временски период спречи лом елемената структуре ваздухоплова у којима се јавило иницијално оштећење током експлоатације а чији би ломови могли понекад довести и до губитка летелице. Два главна приступа пројектовања су позната под називима „fail-safe“ и „safe-life“. Овај последњи „safe-life“ приступ, у коме се користи линеарна еластична маханика лома (ЛЕМЛ), је коришћен за предвиђање стабилности прскотине, ширење прскотине и према томе да послужи за предвиђање минималног времена између два прегледа структуре ваздухоплова како би се избегло да евентуална прскотина не достигне своју критичну вредност. Последњи концепт назван је допустива оштећења чија је улога да предвиди утицаје прскотина у структури. У овом истраживању приказане су типичне процедуре за анализе. Приказани су детаљи везано за типове оштећења, моделирање различитих типова оштећења, процена њиховог века користећи анализе замора као и анализе ширења прскотине на бази ЛЕМЛ. Пажња у овом раду је примарно усмерена на развој прорачунских процедура и софтвера за анализе чврстоће елемената структуре ваздухоплова са аспекта замора и механике лома. Прорачунски приступ је заснован на комбинованом коришћењу сингуларних коначних елемената за одређивање фактора интензитета напона у спрези са коресподентним законима ширења прскотине који укључује утицај спектра оптерећења на број циклуса или блокова до лома. Процедура је примењена на структуралне елементе ваздухоплова. У овом истраживању коришћен је Метод Густине Енергије Деформације (ГЕД) у подручју укупног заморног века структуралних елемената ваздухоплова под дејством спектра оптерећења до појаве иницијалне прскотине и анализа ширења прскотине. ГЕД метод је заснован на коришћењу малоциклусних заморних карактеристика (МЗК) како до појаве тако и за анализу ширења прскотине. За одређивање аналитичких израза за факторе интензитета напона (ФИН), који су неопходни за анализу ширења прскотине и за процену преосталог века, коришћени су специјални сингуларни коначни елементи. Анализа ширења прскотина базирана је на конвенционалним законима ширења прскотине попут Париса, Формана и других с једне и ГЕД приступа с друге стране. Да би се илустровале погодне прорачунске процедуре за процене преосталог заморног века укључени су и одговарајући нумерички примери. Прорачунски резултати су упоређени са расположивим и сопственим експерименталним резултатима.

The subject of doctoral dissertation is research into domain residual fatigue life estimations of damaged aircraft structural components under cyclic loads of constant amplitude and load spectrum. The primary attention in this study is focused to developing efficient computation procedures of aircraft structural components for design with respects to “damage tolerance approach”. In today’s structural design, fatigue and damage tolerance analysis have become most important and challenging task for the designers because of failure of structure due to different type of damages. Some of these damages have caused a loss of entire structure i.e. Whole Aircraft Itself. Damage tolerance is ability it resists fracture from the preexistent cracks for a given period of time and is an essential attribute of components whose failure could result in catastrophic loss of life or property. Two major approaches were developed in the past, namely, the safe-life and the failsafe design concepts. The safe-life approach correlating the time to failure of the specimen with the applied loads characteristics to predict the time to failure of real components using Minor’s rule approach. The other is fail-safe concept, in which linear elastic fracture mechanics approach (LEFM) are used to predict the crack stability, crack growth and hence the minimal time between the two inspections to avoid a crack reaching critical size. The later concept called the damage tolerance, whose function is to asses the effect of cracks in the structure. The analysis of damage tolerance behavior plays an important role in the structural integrity program. In this investigation are shown the typical procedure for damage tolerance analysis of aircraft structural components. This work presents details of, types of damages, modeling different type of damages, estimation of their life using fatigue analysis and crack growth analysis using LEFM approach. Attention in this work is focused on developing computation procedures and software of aircraft structural components with respect fatigue and fracture mechanics. Computation method is based on combining singular finite elements to determine stress intensity factors for cracked structural components with corresponding crack growth lows that include effect of load spectra on number of cycles or blocks up to failure. Procedure is applied to aircraft structural components. In this investigation Strain Energy Density (SED) method is used in domain total fatigue life of structural components under general load spectrum up to crack initiation and crack growth. The SED method is based on using low cycle fatigue (LCF) properties for crack initiation and crack growth analyses. To determine analytic expressions for stress intensity factors (SIF), that are necessary in crack growth analysis for residual life estimation, singular finite elements are used. Crack growth analysis of cracked structural elements is based on conventional Forman`s low and Strain Energy Density (SED) conceps. To demonstrate efficient computation procedure in fatigue life estimation here numerical examples are included. Computation results are compared with correspond experiments.