Kul Aircraft Structural Design (4 cr) Fatigue Analysis for Assignment 3 INTEGRATED LECTURE IL-4

Transkriptio

1 Kul Aircraft Structural Design (4 cr) Fatigue Analysis for Assignment 3 INTEGRATED LECTURE IL-4 M Kanerva 2016

2 INTEGRATED LECTURE IL-4 Assignment 1: Leader s reflection on delivery Assignment 2: Update Autorating #1 Assignment 3: Design for Fatigue Life Page 2

3 Assignment 1 Kurssin aikana oppilaat ovat yhdessä suunnitteluorganisaatio, jonka tehtävänä on konseptoida ja mitoittaa määrätty lentokonerakenne. Ensimmäisessä harjoitustyössä suunnitellaan siiven kantavalle rakenteelle sopivaa konseptia. Konseptin tulee soveltua spesifikaation mukaiseen tarkoitukseen ja täyttää sille määrätyt vaatimukset. Hyvän konseptin kehittäminen edellyttää potentiaalisen konseptin arvioimista erilaisten riskien kannalta. Tämän harjoitustyön ydin keskittyy alustavasti suunnitellun konseptin (laadulliseen) arvioimiseen. Page 3

4 Design Specification & Concept Development Design Specification Concept Development Page 4

5 Assignment 2 Kurssin aikana oppilaat ovat yhdessä suunnitteluorganisaatio, jonka tehtävänä on konseptoida ja mitoittaa määrätty lentokonerakenne. Toisessa harjoitustyössä mitoitetaan ensimmäisessä harjoitustyössä alustavasti suunniteltu rakennekonsepti. Harjoitustyön tuloksena saadaan alustavat mutta laskelmin perustellut materiaalipaksuudet konseptin eri rakenne-elementeissä. Uusien, tarkempien materiaalipaksuuksien avulla konseptin massa-arviota voidaan päivittää. Myös liitosten mittoja, sijaintia tai jopa rakenne-elementtien (kuten jäykisteet) konfiguraatioita voidaan päivittää. Page 5

6 DIRECT ANALYTICAL METHODS External loads and structure concept Shell analysis for main load path structure Yes Proceed to detail design In-plane loads (shear and normal flow) No update laminate design Changes affect main load paths? Laminate stress analysis (CPT) Required strength achieved? No No - update stiffening concept Yes Instability analysis Required margin to instability achieved? Yes Page 6

7 Autorating Page 7

8 Autorating Page 8

9 Harjoitustyö 3 Kolmannessa harjoitustyössä tulee siiven liitoskohdan kiinnityskorvakkeen elinikä. Tarkoituksena on määrittää spektri taivutusmomentista syntyville kuormitussykleille sekä väsyminen liitoksen eniten kuormittuvassa korvakkeessa. Väsymistarkasteluun käytetään opetusmateriaalissa esitettyjä menetelmiä. Maakuormia tai GAG-syklin erottamista ei käsitellä tässä työssä. Työn aloittamiseksi kiinnityskorvake tulee mitoittaa sekä arvioida lennon profiilia lentokoneen massan muutoksen kannalta. Page 9

10 Fail-Safe and Safe-Life Structures Philosophies Page 10

11 Aircraft Fatigue Loads Computation Principles 1. Analyses to be based on aircraft use that is modelled realistically 2. All load sources to be accounted for 3. Realistic load/stress analyses to be performed to identify fatigue critical structure details and their load spectra 4. A reasonable number of stress levels to be used to represent fatigue loading of a structure detail Modelling of aircraft use Load analyses: Gust loads Manoeuvre loads Ground loads Ground Air Ground cycle Identification of hot spots Load spectra for hot spots Note! Hot spot = fatigue critical structure detail Page 11

12 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Aircraft use is typically defined with a mission analysis: a representative set of flight missions is established each mission is represented with events that result in load cycles Events to be accounted for contain at least: manoeuvres gust loads ground loads Ground-Air-Ground cycle load events of low frequency (e.g. due to maintenance) Page 12

13 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Alternative 1 A sequence of flight missions representing the whole usage of the aircraft is defined For the computation of gust loads, each flight is divided into segments, the segments being so short that constant flight and atmospheric parameters can be assumed Additional events, e.g. manoeuvres and ground load events, are defined for each mission separately Page 13

14 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Example Mission Page 14

15 Aircraft Fatigue Loads Load Level Exceedances Curves 1/2 The equation for computing the number of load level exceedances is finally modified to the form that takes into account the load level due to the reference flight condition (cruise flight): N( y) = N 0 È Ê y - ÍP Á 1 exp - Í Á Î Ë y 1g b 1 / A ˆ + P 2 Ê y - expá- Á Ë y b 1g 2 / A ˆ where y 1g is the load level corresponding to the cruise flight Page 15

16 Aircraft Response to Turbulence Load Level Exceedances Curves 2/2 Since the probabilities P 1 and P 2, as well as the rms values b 1 and b 2 are functions of the altitude, the exceeding curve is specific for each altitude Page 16

17 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Discretization Events must be defined by taking into account all parameters that significantly affect loads: weight speed altitude engine power setting... An event may result in one or several load cycles, e.g.: a single manoeuvre Æ one load cycle a segment of level flight in turbulence Æ many load cycles Page 17

18 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Gust Loads Aircraft gust loads are computed by taking into account the modeled use of the aircraft and the flight condition Based on the segmentation of the missions, the equation for computing the number of load level exceedances gets the form: N( y) where = Â i t i N 0 È ÍP1 Í Î Ê y - expá- Á Ë y 1g b 1 / A ˆ + P 2 Ê y - expá- Á Ë y b 1g 2 / A ˆ t i is the fraction of time in one segment P 1, P 2, b 1, b 2 get the values corresponding to the altitude N 0, y 1g, correspond to the local load being computed Page 18

19 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Manoeuvring Loads 1/2 Manoeuvring loads highly depend on the type of the aircraft and must be derived from the planned use Measured event spectra of similar aircraft may be utilised Page 19

20 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Manoeuvring Loads 2/2 For a transport aircraft, manoeuvring loads Have a minor effect on the fatigue life of wing and fuselage structures Affect more the fatigue life of wing/tail movables and their attachments Page 20

21 Assignment 3 Lentokoneen tyypillistä lentoa edustava ennalta määritetty lentoprofiili on esitetty alla olevassa taulukossa. Työn aluksi tulee täydentää edustava, tyypillinen lentoprofiili. Profiilin avulla lasketaan erisuuruisten kuormitusmonikerran arvojen esiintymistiheydet segmenteittäin ja edelleen koko lentoprofiilille. Laskuja varten tulee myös arvioida koneen kokonaismassa (MTOW) sekä siipi-pinta-ala. Segment t FMS Mode Engine Thrust h Mach - V (TAS) V (EAS) W W i / s Setting / km number / m/s / m/s / kg / N Manual Take-off 2,0 0, ,4 115, Constant EAS Climb 4,0 0, ,8 145, Constant EAS Climb 6,0 0, ,6 145, Constant EAS Climb 8,0 0, ,1 145, Constant Ma Cruise climb 9,0 0, ,2 135, Constant Ma Cruise climb 10,0 0, ,3 124, Constant Ma Normal cruise 11,0 0, ,0 129, Constant Ma Normal cruise 11,0 0, ,9 133, Constant Ma Normal cruise 11,0 0, ,0 129, Constant Ma Flight idle 10,0 0, ,4 112, Constant Ma Flight idle 9,0 0, ,0 122, Constant EAS Descent 5,5 0, ,7 140, Constant EAS Descent 3,0 0, ,7 140, Manual Approach 2,0 0, ,9 110,0 t = time lapse V = flight speed h = flight altitude W = gross weight Page 21

22 Assignment 3 Siiven ja rungon liitos oletetaan toteutettavaksi kahdella isolla korvakkeella sekä takasalkoon liitettävällä pienellä korvakkeella, jonka ainoa tehtävä on ottaa vastaan väännöstä aiheutuvat kuormat. Korvakejärjestelyn periaate on esitetty alla. Väsymisanalyysiä varten korvakkeet tulee mitoittaa alustavasti. Kriittisen korvakkeen (hot spot) eliniän määrittämiseen tarvitaan käytetyn materiaalin S-N käyrästö. Page 22

23 Assignment 3 Ohjeistusta työn suorittamiseen: Arvioikaa järjellisesti perustellen polttoaineen kuluminen ( W) lennon aikana. Käyttäkää tarvittavien parametrien listaamiseen esimerkiksi kurssilla jaettavaa MS Excel pohjaa. Arvioikaa etummaisten korvakkeiden välinen etäisyys (e) jotta voitte määrittää kriittisen korvakkeen poikkileikkauksen (keski)jännityksen taivutusmomentin funktiona. Jännityksen laskemiseksi korvakkeet tulee mitoittaa (kts. esim. Niu, M.C.Y.,1999) Esittäkää suunnitelma korvakkeiden liittämisestä poikkileikkauskonseptin mukaiseen rakenteeseen olettaen, että siiven kantava rakenne jatkuu oleellisesti vastaavanlaisena tyven alueelle (harjoitustyössä 1&2 suunniteltu rakenne). Laskekaa summakuormitusspektri N(n) (yksikkö 1/s tai 1/h) Saarelan monisteen mukaan ja piirtäkää kuormitusspektrin kuvaaja (lin-log asteikolla). Huomioikaa tarkasti asteikot ja merkinnät graafisissa esityksissä (esimerkiksi kertoimen k 0 asteikko on logaritminen). Käsiteltävää lentokonetta (sen ominaisuuksia) tulee arvioida järkevästi ja perustellen. Huomioikaa Mach-luku nostovoimakertoimen kaltevuuden lukuarvoissa. Page 23

24 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Cycle Count 1/2 Cycle counting can be done using stair approximations of the exceedance curves: Page 24

25 Aircraft Fatigue Loads Modelling of Aircraft Use Cycle Count 2/2 Load cycles may be derived from the spectrum by assuming that cycles can be formed from positive and negative loads having the same frequency: Page 25

26 Fatigue Analyses Objectives A fatigue analysis should be performed for each fatigue critical detail of the structure The objectives of such analysis are to determine 1. the crack-free life and, as needed, 2. the crack growth and 3. the residual strength vs. crack size in the variable amplitude loading defined by the load spectrum derived for the detail Effects of initial defects that may exist in the structure must be determined and taken into account Page 26

27 Fatigue Analyses Procedure Load spectrum for a hot spot Material/element fatigue data for a hot spot Fatigue analysis of the hot spot: Crack-free life Crack propagation Residual strength vs. crack size Evaluation of results Page 27

28 Assignment 3 Tässä työssä siiven tyven taivutusmomentin (Nm) voidaan olettaa riippuvan lentokoneen kuormitusmonikerrasta seuraavan relaation mukaisesti (siirtofunktio): 2 M x ( n) = n n -1000, kun -1,2 = n u- < n < n u+ = +2,7 missä positiivinen momentti taivuttaa siiven kärkeä ylöspäin. Selvittäkää kuinka usein laskelmassasi esiintyy siiven rakenteen murtokuormia (M x,ult ). Verratkaa saatua tulosta yleiseen määräysten asettamaan lukuarvoon /h (Hoblit, 1988). Laskelmissa tulee kiinnittää erityistä huomiota kaavoissa käytettyihin yksiköihin (esimerkiksi Saarelan kuvassa 3.28 puuskavoimakkuuden keskihajonnan yksikkö on ft/s). Muodostakaa esiintymistiheyksistä selkeät kuvaajat (logaritminen asteikko esiintymistiheydelle ja yksiköt näkyviin) eri segmenteissä sekä koko lentotehtävälle (summakäyrä). Page 28

29 Assignment 3 Ohjeistusta työn suorittamiseen: Skaalatkaa kuormitusspektri N(n) yksikköön 1/lento. Jakakaa kuormat sekä alhaisen (N 1) että korkean (N > 1) esiintymistiheyden omaaviin kuormiin. Kootkaa alhaisen kuormitustiheyden omaavista kuormista taulukko (Saarela, taulukko 4.III). Näillä kuormilla segmenttien kuormitustiheydet voidaan laskea yhteen ja tarkastella lentoa kokonaisuutena eli käyttää suoraan edellä saatua kuormitusspektriä N(n). Kootkaa korkean kuormitustiheyden omaavista kuormista taulukko kullekin segmentille erikseen (Saarela, taulukko 4.IV). Eli edellä saatu kumulatiivinen kuormitusspektri täytyy hajottaa osiin segmenteittäin (kun N > 1). Yhden käyrän porrastamiseen riittää 2-4 porrasta N > 1 ylittävältä osalta. Laskekaa lopuksi yhteen segmenttien elinikää kuluttava vaikutus (Saarela, taulukko 4.V). Määrittäkää tarkasteltavan korvakkeen elinikä lentoina asettaen hajontakertoimen arvoksi 4. Työn lopuksi tulee selvittää joitain väsymisiän määrittämiseen liittyviä olennaisia asioita: Vertailkaa lennon eri vaiheiden vaikutusta elinikään; miten profiili näyttäisi yleisesti vaikuttavan korvakkeen elinikään? Millainen vaikutus maakuormilla tai GAG-syklillä voisi olla laskelmaan? Miten lentokoneen liikehtimisestä seuraavat kuormat tulisi huomioida väsymisikälaskelmassa? Miten väsymisiän määritys verifioidaan lentokonesuunnittelussa? Page 29

30 Fatigue Analyses Crack-Free Life 1/2 The so-called Palmgren-Miner method gives an estimate for the crack-free (safe) life of a structural detail subjected to variable amplitude loading: 1. Number of applied load cycles per unit time (n i ) is determined corresponding to a specified mean stress and stress amplitude 2. Number of such loads that the detail is able to withstand (N i ) is determined from the SNcurves Page 30

31 Fatigue Analyses Crack-Free Life 2/2 3. The spent life due to the load cycles is estimated to be n i /N i 4. All load cycles are analysed accordingly 5. The spent life D due to all loads in unit time is computed, which further gives an estimate for the crack-free life T: D = Â ni Ni ; T = 1 D Note! The unit time may be one flight or a set of flights representing the aircraft use as a whole Page 31

32 Fatigue Analyses Crack-Free Life Notes 1/2 In principle, the Palmgren-Miner method is applicable for analyses of metallic and composite structures; the problem with composites may be the lack of reference data To be noted is that the method does not account for the effect of loading sequence: Typically, the measured fatigue life is longer when high loads are applied first This especially happens in notched structures, the reason being relief in stress concentration due to yielding Page 32

33 Fatigue Analyses Crack-Free Life Notes 2/2 The effect of loading sequence on fatigue life is different with different materials and mean stresses: Page 33

34 Assignment 3 Harjoitustyö tulee kirjoittaa ulkoasultaan selkeäksi ja yleisesti tieteellistä tekstiä vastaavaksi. Varsinkin työssä käytettyjen lähteiden merkitsemiseen tulee kiinnittää huomiota Ensimmäinen versio työstä tulee olla palautettuna paperiversiona viikolla 16: (2016) Lopullinen työ tulee olla palautettuna paperiversiona viimeistään viikolla 17: (2016) Työhön sopivaa lähdemateriaalia (kurssien Kul sekä Kul materiaalien lisäksi): Polttoaineen kulutus: (Ch. 4 ja Ch. 5) - Torenbeek, E. Synthesis of Subsonic Airplane Design Delft University Press. Korvakeratkaisut: (Ch. 8.6 ja Ch. 7.5) - Niu, M.C.Y. Airframe Structural Design. 2. painos. 1999, Hong Kong Conmilit Press. Nostovoimakertoimen kaltevuuden arvoja: - Roskam, J. Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight Controls: Part DARcorporation. S-N käyriä: - MIL-HDBK-5, Metallic Materials and Elements for Aerospace Vehicle Structures. (1998). U.S.A. Department of Defense. (löytyy esimerkiksi verkosta sivustolta Nostovoimakertoiman kaltevuuden laskennasta: - Torenbeek, E. Synthesis of Subsonic Airplane Design (Appendix E) Delft University Press. Page 34