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© Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved Workshop AEROSTRUTTURE Taranto, 14 Maggio 2012 Fatigue Design Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)

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Presentazione sul tema: "© Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved Workshop AEROSTRUTTURE Taranto, 14 Maggio 2012 Fatigue Design Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)"— Transcript della presentazione:

1 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved Workshop AEROSTRUTTURE Taranto, 14 Maggio 2012 Fatigue Design Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)

2 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Indice LIntegrità 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 sullIntegrità Strutturale delle Strutture in Composito La Fatica in esercizio: il monitoring dell integrit à strutturale

3 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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 lesercizio dei montacarichi. Agli albori dellEra Industriale lintegrità strutturale in genere è stata garantita da un robusto progetto statico basato sulla resistenza dei materiali; linsorgere di problemi di fatica ha spinto i costruttori a riconsiderare i criteri di progetto Il fenomeno della Fatica fu scoperto con molta probabilità dallingegnere minerario tedesco Albert a seguito dello studio delle rotture delle catene dei montacarichi delle miniere: LINTEGRITA STRUTTURALE

4 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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.

5 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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 sullIsola dElba; Nel marzo 1954 un altro Comet si disintegra mentre vola tra Roma ed Il Cairo

6 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43

7 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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 lintroduzione del Requisito di Durata a Fatica nelle Norme di Certificazione di strutture aeronautiche primarie.

8 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 LEVOLUZIONE 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 lintera vita operativa, senza mostrare evidenza di cricche rilevabili; Tale criterio, per quanto sicuro in teoria, può essere vanificato dallinsorgere di difetti accidentali (Scratches, abrasioni, danni da impatto, ecc.) probabili sia in fase di fabbricazione che durante lesercizio; Lapproccio Safe-Life inoltre non fornisce alcun contributo alla definizione dei piani di manutenzione strutturale in esercizio

9 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 LA RIDONDANZA STRUTTURALE (LAPPROCCIO FAIL-SAFE) Per mitigare il problema dei danni accidentali nelle strutture Safe- Life ed aumentare la sicurezza desercizio, si è introdotto in progettazione lapproccio Fail-Safe, creando nelle strutture primarie percorsi alternativi ai carichi in condizioni di cedimento dellelemento 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 lapproccio Damage Tolerant

10 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 IL WIDESPREAD FATIGUE DAMAGE A seguito dellincidente del volo ALOHA 737 anche il Widespread Fatigue Damage (WFD) deve essere considerato nella verifica dellIntegrità Strutturale.

11 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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)

12 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Gli approcci progettuali discussi in precedenza sono regolamentati dalla seguente normativa: LE NORME AERONAUTICHE DI RIFERIMENTO CS (Certification Specification) Fatica/Dam.Tolerance In ambito civile europeo sotto giurisdizione EASA: FAR (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

13 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 LINTEGRITA 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

14 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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

15 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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

16 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 I CARICHI INTERNI (Stresses)

17 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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

18 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 LA VERIFICA A FATICA La fatica: un fenomeno ciclico, il concetto di ciclo di fatica

19 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 I cicli di fatica nel volo

20 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Le curve S-N ed il concetto di Danno di Fatica La sollecitazione S = 32 Kg/mm 2 produce una durata N = 300 cicli Il danno della sollecitazione S = 32 Kg/mm 2 è pari a 1/N =

21 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Se i cicli di Ground Turn avessero come valore massimo S = 32 Kg/mm 2 il danno della condizione di volo (D GroundTurn ) sarebbe pari a x6 = 0.02 Il danno totale del volo sarà pari alla somma dei danni di tutte le condizioni di carico e cioè: D Volo = D GTurn + D Taxi + D Gusts + D Manoeuvres + D YawMan + D TouchDown Quando il Danno di fatica in un componente è D = 1 si assume probabile la rottura per Fatica D Totale = D volo x Numero voli di progetto x Scatter Factor

22 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 MISSION PROFILE Cruise Taxi out Taxi in Descent Climb SCATTER FACTOR DESIGN LIFE GOAL G.A.G.Flight FATIGUE SPECTRUM FATIGUE LIFE Stress Endurance FATIGUE DAMAGE Stress Endurance FATIGUE MARGIN Stress Endurance DETAIL: Kt Kt F.S.F Voli Sintesi del Processo

23 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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 = S peak S remote S peak = S remote = La sollecitazione massima in prossimità di una discontinuità del dettaglio strutturale S remote S peac k S remote

24 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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

25 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Un processi di miglioramento della vita di fatica: Il Cold Working

26 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 LANALISI 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.

27 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 La Metodologia di Analisi di Propagazione è basata sullapplicazione 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)

28 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 La Curva di Propagazione ed Il Piano di Manutenzione acac Flights adad NdNcNi

29 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 a Flights SIF F(a/W) Stress Intensity Factor CRACK GROWTH CURVE G.A.G.Flight FATIGUE SPECTRUM MISSION PROFILE Cruise Taxi out Taxi in Descent Climb MAINTENANCE GROWTH MODEL MAINTEN. TASKS MATERIAL DATA Forman C, N, Kc Inspection Threshold Inspection Interval Forman

30 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 CENNI SULLINTEGRITÀ 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.

31 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Damaged state-1Damaged state-2 Bearing damages on inner layers with ply buckling, delamination and matrix cracks etc.,

32 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Delamination after impact Impact on CFRP edge

33 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Morfologia di una superficie delaminata

34 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Aspetti Certificativi Oggi le strutture primarie dei velivoli progettate in materiale composito devono essere conformi ai seguenti Requisiti Regolamentari per quanto concerne lIntegrità Strutturale: FAR (AC A) in U.S.A. CS (AMC to CS ) in Europa

35 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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)

36 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Il BVID é convenzionalmente definito come segue: La conseguenza di un impatto che produce una indentazione 1.0 mm (con lassociata delaminazione) 1.0 mm

37 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Aspetti del Progetto La determinazione degli ammissibili di progetto viene operata sperimentalmente secondo l approccio building Block

38 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 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 Aspetti del Progetto La resistenza a trazione, compressione, shear, buckling, ecc., viene valutata tenendo conto dei seguenti Knock down factors: oDispersione statistica dei materiali: Valore B Basis (90, 95) oAbbattimento delle proprietà dovuto a Temperatura ed Umidità oAbbattimento dovuto a presenza di danni da impatto

39 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Se, per esempio, la deformazione a rottura (tensione/compressione) del materiale é = , si assume, come ammissibile di progetto, applicando i Knock-Down factors, una deformazione a rottura intorno al valore di 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: Lassenza di delaminazioni nate dal caricamento ciclico La non crescita dei danni da impatto Aspetti del Progetto

40 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 La Fatica dei velivoli in esercizio: Monitoring dellintegrità strutturale Per i velivoli civili lutilizzo in servizio è quasi sempre in linea con le ipotesi di progetto e quindi i limiti di vita operativa sono noti dallinizio, eventuali deviazioni sono gestite in fase di maintenance (Damage Tolerance design concept) Per i velivoli militari lutilizzo 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 laffaticamento di ciascun velivolo della flotta.

41 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Flight data (on board recorder) M aintenance R ecorder (structural fatigue monitoring) Ground Station (on ground flight data processing) Tornado Fleet Management

42 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Fatigue Sequence (Flight) Residual Life G 222 Fleet Management

43 © Alenia Aermacchi2012 – All Rights Reserved La Fatica delle Strutture Aeronautiche Taranto, 14 Maggio /43 Il futuro: Lo Structural Health Monitoring (SHM)


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