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WorkshopAEROSTRUTTURE

Taranto, 14 Maggio 2012

Fatigue Design

Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)


La Fatica delle Strutture Aeronautiche

2/43Taranto, 14 Maggio 2012

Indice

L’Integrità’ Strutturale

La Fatica in campo aeronautico

Le Norme Aeronautiche di riferimento

Sintesi del percorso progettuale

Il Progetto Statico

La Verifica a Fatica

Processi per il miglioramento della verifica a Fatica

L’ analisi a Damage Tolerance

Cenni sull’Integrità Strutturale delle Strutture in CompositoLa Fatica in esercizio: il monitoring dell’integrità strutturale




Le rotture presentavano fratture nette, di tipo fragile, malgrado la buona qualità dei materiali impiegati;

I carichi operativi erano ben al di sotto dei valori ammissibili a rottura del materiale;

Non era stata riscontrata alcuna anomalia durante l’esercizio dei montacarichi.

Agli albori dell’Era Industriale l’integrità strutturale in genere è stata garantita da un “robusto” progetto statico basato sulla resistenza dei materiali; l’insorgere di problemi di fatica ha spinto i costruttori a riconsiderare i criteri di progetto

Il fenomeno della Fatica fu scoperto con molta probabilità dall’ingegnere minerario tedesco Albert a seguito dello studio delle rotture delle catene dei montacarichi delle miniere:

L’INTEGRITA’ STRUTTURALE




Gli studi teorici e la sperimentazione, sviluppata a seguito di tali rotture, dimostrò che la presenza di condizioni di carico cicliche nel tempo, seppure al di sotto dei valori sopportabili staticamente dal materiale, dava luogo alla enucleazione di cricche la cui propagazione avrebbe condotto alla crisi della struttura.




LA FATICA IN CAMPO AERONAUTICO

Nel maggio 1952 entra in servizio il primo velivolo da trasporto civile con propulsore a getto e con pressurizzazione della cabina passeggeri, il Comet;

Nel gennaio 1954 un Comet esplode a circa 30,000 piedi di quota mentre vola sull’Isola d’Elba;

Nel marzo 1954 un altro Comet si disintegra mentre vola tra Roma ed Il Cairo




I Comet sono ritirati dal servizio e le indagini sugli incidenti dimostrano come circa 1800 cicli di pressurizzazione abbiano prodotto la presenza di cricche sulle strutture dei finestrini passeggeri la cui evoluzione aveva portato al cedimento strutturale finale;

Come conseguenza di tali incidenti nasce l’introduzione del Requisito di Durata a Fatica nelle Norme di Certificazione di strutture aeronautiche primarie.




L’EVOLUZIONE DEI REQUISITI: LA “DAMAGE TOLERANCE”

IL CRITERIO DI PROGETTAZIONE SAFE-LIFE

Come si è visto in precedenza, in seguito ai problemi del Comet nasce il requisito di progettazione sicuro a Fatica (Safe-Life): “Il componente strutturale deve essere progettato in modo da essere in grado di sostenere i carichi reali di esercizio, per l’intera vita operativa, senza mostrare evidenza di cricche rilevabili”;

Tale criterio, per quanto sicuro in teoria, può essere vanificato dall’insorgere di difetti accidentali (Scratches, abrasioni, danni da impatto, ecc.) probabili sia in fase di fabbricazione che durante l’esercizio;

L’approccio Safe-Life inoltre non fornisce alcun contributo alla definizione dei piani di manutenzione strutturale in esercizio




LA RIDONDANZA STRUTTURALE (L’APPROCCIO FAIL-SAFE)

Per mitigare il problema dei danni accidentali nelle strutture Safe-Life ed aumentare la sicurezza d’esercizio, si è introdotto in progettazione l’approccio Fail-Safe, creando nelle strutture primarie percorsi alternativi ai carichi in condizioni di cedimento dell’elemento critico.

LA STRUTTURA “DAMAGE TOLERANT”

Agli inizi degli anni ‘70, anche in virtù del consolidamento delle tecniche di analisi di propagazione delle cricche (Fracture Mechanics), si è introdotto nella progettazione strutturale l’approccio “Damage Tolerant”




IL “WIDESPREAD FATIGUE DAMAGE”

A seguito dell’incidente del volo “ALOHA” 737 anche il Widespread Fatigue Damage (WFD) deve essere considerato nella verifica dell’Integrità Strutturale.




Il WFD è causato dalla simultanea nascita e crescita di cricche multiple

Tale evento riduce la Resistenza Residua del componente strutturale fino al 30% e può produrre rotture catastrofiche inattese

Il Widespread Fatigue Damage (WFD)




Gli approcci progettuali discussi in precedenza sono regolamentati dalla seguente normativa:

LE NORME AERONAUTICHE DI RIFERIMENTO

CS 25.571(Certification Specification) Fatica/Dam.Tolerance

In ambito civile europeo sotto giurisdizione EASA:

FAR 25.571 (Federal Aviation Regulation) Fatica/Dam.Tolerance

In ambito civile americano sotto giurisdizione FAA:

MIL-STD 1530 (ASIP: Aircraft Structural Integrity Program)

In ambito militare USAF




L’INTEGRITA’ STRUTTURALE: SINTESI DEL PERCORSO PROGETTUALE

Progetto Statico (Disegno + Static Analysis + Full Scale Static Test)

Verifica a Fatica (Fatigue Analysis + Full Scale Fatigue Test)

Verifica a Damage Tolerance (D.T. Analysis + Full Scale D.T. Test)

Definizione Piani di Manutenzione in Servizio (MSG-3)

In Service Fatigue Monitoring




IL PROGETTO STATICO

Progettazione Preliminare (Lay-out) del componente

Definizione dei Carichi Statici (External Loads) Limit Loads (Massimi operativi)

Ultimate Loads (Massimi operativi x 1.5)

Definizione Carichi Interni (Internal Loads) dal modello FEM

Analisi dei dettagli critici

Sommario dei Minimi Margini Statici




PROFILI DI MISSIONE E CONDIZIONI DI CARICO

Condizioni di carico

In Volo:

Raffiche (Vertical and Lateral Gusts), Manovre, Pressurizzazione, ecc.

Al suolo:

Touch down, Taxi, Ground Turns, ecc

Flight Length (NM) Taxi Out

Climb

Cruise

Descent

Taxi I n




I CARICHI INTERNI (Stresses)




DETTAGLI CRITICI E MARGINE STATICO

Criteri per la scelta dei dettagli critici:

Elevata Severità dei Carichi

Elevata ridistribuzione di Stress dopo rottura

Proprietà dei Materiali

Aree suscettibili al Danno Accidentale

Precedenti Esperienze di Prova Statica o Servizio di velivoli simili

M.S. = 1acting

allowable

M.S. = 1acting

allowable




LA VERIFICA A FATICA

La fatica: un fenomeno ciclico, il concetto di ciclo di fatica




I cicli di fatica nel volo




Le curve S-N ed il concetto di Danno di Fatica

La sollecitazione S = 32 Kg/mm2 produce una durata N = 300 cicliIl danno della sollecitazione S = 32 Kg/mm2 è pari a 1/N = 0.0034




Se i cicli di Ground Turn avessero come valore massimo S = 32 Kg/mm2 il danno della condizione di volo (DGroundTurn) sarebbe pari a 0.0034x6 = 0.02

Il danno totale del volo sarà pari alla somma dei danni di tutte le condizioni di carico e cioè:

DVolo = DGTurn + DTaxi + DGusts + DManoeuvres + DYawMan + DTouchDown

Quando il Danno di fatica in un componente è D = 1 si assume probabile la rottura per Fatica

DTotale = Dvolo x Numero voli di progetto x Scatter Factor




MISSION PROFILECruise

Taxi outTaxi in

DescentClimb

SCATTER FACTOR

DESIGN LIFE GOAL

G.A.G.Flight

FATIGUE SPECTRUM

FATIGUE LIFES

tres

s

Endurance

FATIGUE DAMAGE

Str

ess

Endurance

N

nD

FATIGUE MARGIN

Str

ess

Endurance

1StressGAG

AllowStressFM

DETAIL: Kt

Kt

F.S.F.

FSF*DamageTotal

GoalDesignLife

30.000 Voli

Sintesi del Processo




Il Fattore di Concentrazione delle Sollecitazioni - Kt

Il Kt è un indice del comportamento a fatica di un qualsiasi dettaglio strutturale ed è definito come segue:

Kt =Speak

Sremote

Speak

=

Sremote =

La sollecitazione massima in prossimità di una discontinuità del dettaglio strutturale

Sremote

Speack

Sremote




Suggerimenti per un buon “Fatigue Design”

Raccordare dolcemente e con raggi elevati

Migliorare la finitura superficiale nei fori e nei raccordi

Nei giunti evitare la brusca introduzione del carico (prevedere “stepping” o rastremazioni)

Nei giunti prevedere un numero di file di fasteners congruo

Per minimizzare il Kt:

Per minimizzare le sollecitazioni locali:

Evitare di praticare forature con passo inferiore a 3d ÷ 4d




Un processi di miglioramento della vita di fatica: Il Cold Working




L’ANALISI A DAMAGE TOLERANCE

La Damage Tolerance é lo strumento che garantisce la sicurezza del volo (Flight Safety) anche in presenza di eventuali cricche di Fatica

Il requisito di Damage Tolerance é soddisfatto attraverso le analisi di Crack Propagation effettuate mediante gli strumenti disponibili nella teorie di Fratture Mechanics.




La Metodologia di Analisi di Propagazione è basata sull’applicazione della seguente procedura step-by-step:

Definizione dei Profili di Missione;

Selezione dei Carichi di Fatica dimensionanti il componente;

Valutazione dello Stress Intensity Factor del componente;

Scelta dgli ammissibili C, n e Kc del componente;

Applicazione iterativa della Legge di Forman

Costruzione della curva di Propagazione;

Valutazione del piano di Manutenzione (Inspection Threshold and

Intervals)




La Curva di Propagazione ed Il Piano di Manutenzione

2Ni - Nc

ThresholdInspection

3Nd- Nc

=IntervalInspection

ac

Flights

ad

Nd NcNi




a

Flights

SIF

F(a/W)

Stress Intensity Factor

CRACK GROWTH CURVE

G.A.G.Flight

FATIGUE SPECTRUM

MISSION PROFILE

Cruise

Taxi outTaxi in

DescentClimb

MAINTENANCE

GROWTH MODEL

MAINTEN. TASKS

MATERIAL DATA

Forman C, N, Kc

KKR

KC

dn

da

c

n

)1(

Inspection Threshold

Inspection Interval

Forman




CENNI SULL’INTEGRITÀ STRUTTURALE DELLE STRUTTURE IN MATERIALE COMPOSITO

I materiali compositi, avendo un comportamento anisotropo, al contrario delle leghe metalliche raramente presentano problematiche di sviluppo di cricche di Fatica

Tuttavia presentano una elevata suscettibilità al danneggiamento di tipo accidentale sia in fase di fabbricazione (urti durante la movimentazione), in servizio (impatto grandine, impatto volatili, fulminazione, ecc.) ed infine durante la manutenzione (caduta di utensili, urti con attrezzature di accesso, ecc.)Tali impatti possono produrre delaminazioni (scollamento delle plies) ed in alcuni casi anche la rottura delle fibre di rinforzo.




Damaged state-1 Damaged state-2

Bearing damages on inner layers with ply buckling, delamination and matrix cracks etc.,




Delamination after impact

Impact on CFRP edge




Morfologia di una superficie delaminata




Aspetti Certificativi

Oggi le strutture primarie dei velivoli progettate in materiale composito devono essere conformi ai seguenti Requisiti Regolamentari per quanto concerne l’Integrità Strutturale:

FAR 25.571 (AC 20-107A) in U.S.A.

CS 25.603 (AMC to CS 25.603) in Europa




Entrambi i requisiti richiedono:

“Structural details, elements, and subcomponents of critical structural areas should be tested under repeated loads to define the sensitivity of the structure to damage growth.

This testing can form the basis for validating a no-growth approach to the damage tolerance requirements.”

Il “No-Growth” approach implica:

La dimostrazione che il “Barely Visible Impact Damage” (BVID) non propaga per almeno una vita velivolo (nel Test a Fatica)

La dimostrazione che il Visible Impact Damage (VID) non propaga per 3 Intervalli di Ispezione (nel Test a Fatica)

La dimostrazione che la struttura contenente Danni BVID sopporta i Carichi Statici Ultimi (alla fine del Test a Fatica)




Il BVID é convenzionalmente definito come segue: “La conseguenza di un impatto che produce una indentazione 1.0 mm” (con l’associata delaminazione)

1.0 mm




Aspetti del Progetto

Material Data

Coupon Test

Tests on Structural Details

Design Data

Structural Component Test

Correlation

Curved Panels Test

Non

Sp

ecifi

c T

est

Spe

cific

Tes

t

Full Scale Test

IAR

CA

S T

est

Pro

gra

m

Qualificatio

n M

aterials

Certification

La determinazione degli ammissibili di progetto viene operata sperimentalmente secondo l’approccio “building Block”




Per conseguire la “no-growth capability”, le strutture primarie devono essere sovra-dimensionate, pertanto in fase di progetto gli ammissibili devono essere determinati in via conservativa


La resistenza a trazione, compressione, shear, buckling, ecc., viene valutata tenendo conto dei seguenti “Knock down” factors:o Dispersione statistica dei materiali: Valore B Basis (90,

95)o Abbattimento delle proprietà dovuto a Temperatura ed

Umiditào Abbattimento dovuto a presenza di danni da impatto




Se, per esempio, la deformazione a rottura (tensione/compressione) del materiale é = 12.000 , si assume, come ammissibile di progetto, applicando i Knock-Down factors, una deformazione a rottura intorno al valore di 4.000 allo scopo di garantire la non evoluzione (no-growth) di danni BVID

La verifica della validità di tale ammissibile si ottiene sottoponendo a caricamento a Fatica (trazione/compressione) una serie di provini sottoposti ad impatti di tipo VID e BVID e dimostrando: L’assenza di delaminazioni nate dal caricamento

ciclico La non crescita dei danni da impatto





La Fatica dei velivoli in esercizio: Monitoring dell’integrità strutturale

Per i velivoli civili l’utilizzo in servizio è quasi sempre in linea con le ipotesi di progetto e quindi i limiti di vita operativa sono noti dall’inizio, eventuali deviazioni sono gestite in fase di maintenance (Damage Tolerance design concept)

Per i velivoli militari l’utilizzo in servizio può essere sensibilmente difforme dalle ipotesi iniziali (utilizzo in tempo di guerra/pace, modifica dei ruoli operativi, ecc.), in oltre il concetto Safe Life spesso adottato, determina un ben preciso limite di vita a fatica.

Per i velivoli militari occorre quindi definire un sistema di Life Monitoring, misurando in volo i principali parametri necessari per determinare l’affaticamento di ciascun velivolo della flotta.




Flight data(on board recorder)

Maintenance Recorder(structural fatigue monitoring)

Ground Station(on ground flight data processing)

Tornado Fleet Management




Fatigue Sequence (Flight)

st)(FatigueTe

(Flight)

Damage

DamageLSI

Residual Life

G 222 Fleet Management




Il futuro: Lo Structural Health Monitoring (SHM)

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