Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)

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1 Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)
Workshop AEROSTRUTTURE Fatigue Design Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture) Taranto, 14 Maggio 2012 1

2 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 Composito La Fatica in esercizio: il monitoring dell’integrità strutturale 2

3 L’INTEGRITA’ STRUTTURALE
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: 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. 3

4 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. 4

5 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 5

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7 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. 7

8 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 8

9 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” 9

10 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. 10

11 Il Widespread Fatigue Damage (WFD)
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 11

12 LE NORME AERONAUTICHE DI RIFERIMENTO
Gli approcci progettuali discussi in precedenza sono regolamentati dalla seguente normativa: In ambito civile europeo sotto giurisdizione EASA: CS (Certification Specification) Fatica/Dam.Tolerance In ambito civile americano sotto giurisdizione FAA: FAR (Federal Aviation Regulation) Fatica/Dam.Tolerance In ambito militare USAF MIL-STD 1530 (ASIP: Aircraft Structural Integrity Program) 12

13 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 13

14 Progettazione Preliminare (Lay-out) del componente
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 14

15 PROFILI DI MISSIONE E CONDIZIONI DI CARICO
In Volo: Raffiche (Vertical and Lateral Gusts), Manovre, Pressurizzazione, ecc. Al suolo: Touch down, Taxi, Ground Turns, ecc 15

16 I CARICHI INTERNI (Stresses)
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17 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 17

18 LA VERIFICA A FATICA La fatica: un fenomeno ciclico, il concetto di ciclo di fatica 18

19 I cicli di fatica nel volo
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20 Le curve S-N ed il concetto di Danno di Fatica
La sollecitazione S = 32 Kg/mm2 produce una durata N = 300 cicli Il danno della sollecitazione S = 32 Kg/mm2 è pari a 1/N = 20

21 Se i cicli di Ground Turn avessero come valore massimo S = 32 Kg/mm2 il danno della condizione di volo (DGroundTurn) 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: DVolo = DGTurn + DTaxi + DGusts + DManoeuvres + DYawMan + DTouchDown DTotale = Dvolo x Numero voli di progetto x Scatter Factor Quando il Danno di fatica in un componente è D = 1 si assume probabile la rottura per Fatica 21

22 Sintesi del Processo F.S.F. MISSION PROFILE FATIGUE DAMAGE
Cruise Taxi out Taxi in Descent Climb SCATTER FACTOR DESIGN LIFE GOAL G.A.G. Flight FATIGUE SPECTRUM FATIGUE LIFE Stress Endurance FATIGUE DAMAGE FATIGUE MARGIN DETAIL: Kt Kt F.S.F. Voli 22

23 Speak = Il Fattore di Concentrazione delle Sollecitazioni - Kt Speak
Il Kt è un indice del comportamento a fatica di un qualsiasi dettaglio strutturale ed è definito come segue: Sremote Speack Speak Kt = Sremote La sollecitazione massima in prossimità di una discontinuità del dettaglio strutturale Speak = Sremote = 23

24 Suggerimenti per un buon “Fatigue Design”
Per minimizzare il Kt: Raccordare dolcemente e con raggi elevati Migliorare la finitura superficiale nei fori e nei raccordi Evitare di praticare forature con passo inferiore a 3d ÷ 4d Per minimizzare le sollecitazioni locali: Nei giunti evitare la brusca introduzione del carico (prevedere “stepping” o rastremazioni) Nei giunti prevedere un numero di file di fasteners congruo 24

25 Un processi di miglioramento della vita di fatica: Il Cold Working
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26 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. 26

27 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) 27

28 ac ad La Curva di Propagazione ed Il Piano di Manutenzione Nd Nc Ni
Flights ad Nd Nc Ni 28

29 Stress Intensity Factor
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 29

30 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. 30

31 Bearing damages on inner layers with ply buckling, delamination and matrix cracks etc.,
Damaged state-1 Damaged state-2 31

32 Delamination after impact
Impact on CFRP edge 32

33 Morfologia di una superficie delaminata
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34 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 (AC A) in U.S.A. CS (AMC to CS ) in Europa 34

35 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) 35

36 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 36

37 Aspetti del Progetto La determinazione degli ammissibili di progetto viene operata sperimentalmente secondo l’approccio “building Block” 37

38 Aspetti del Progetto 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: Dispersione statistica dei materiali: Valore B Basis (90, 95) Abbattimento delle proprietà dovuto a Temperatura ed Umidità Abbattimento dovuto a presenza di danni da impatto 38

39 Aspetti del Progetto Se, per esempio, la deformazione a rottura (tensione/compressione) del materiale é = me, si assume, come ammissibile di progetto, applicando i Knock-Down factors, una deformazione a rottura intorno al valore di me 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 39

40 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. 40

41 Tornado Fleet Management
Maintenance Recorder (structural fatigue monitoring) Tornado Fleet Management Flight data (on board recorder) Ground Station (on ground flight data processing) 41

42 G 222 Fleet Management Fatigue Sequence (Flight) Residual Life 42

43 Il futuro: Lo Structural Health Monitoring (SHM)
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