kovové letecké konstrukce část 1 materiály

1

Kovové letecké konstrukcečást 1

Materiály

podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker

AeroStruc – Aeronautical EngineeringVladivoj Otšenášek – SVÚM Praha

upravil Milan Růžička

2

Úvod

STRUKTURA

CHEMICKÉ SLOŽENÍ

VLASTNOSTI VÝROBNÍTECHNOLOGIE

POUŽITÍ

APLIKAČNÍTECHNOLOGIE

Vazby ovlivňující vlastnosti a vývoj materiálů

3

Úvod

Materiály

Kovové Nekovové

Slitiny železa Ostatní slitiny Syntetické Přírodní

Ocel, litiny,...( 7,9 g/cm³)

Lehké kovy(< 5,0 g/cm³)

Těžké kovy( > 5,0 g/cm³)

Kompozity (CFRP),keramika, ...

Dřevo,kůže, ...

Li (0,5)Mg (1,7)Al (2,7)Ti (4,5)

Cu (9,0)Pb (11,3)Pt (21,4)Os (22,5)

Hybridní materiály

• Částicové kompozity (SiC or Al2O3 + Al alloy)• Vlákny vyztužené kovy (Glare: fiberglass + Al)

Klasifikace materiálů

4

Úvod

Podíl různých typů materiálů v dopravních letadlech

5

Přehled typů slitin

Slitiny hliníku

Al

Zn

Mg

Cu

Mn

Si

Al-Cu

Al-Cu-Mg

Al-Mg-Si

Al-Zn-Mg

Al-Zn-Mg-Cu

Al-Si

Al-Si-Cu

Al-Mg

Al-Mn

stárnuté slitiny

lité slitiny

vytvrzované slitiny

6

Značení tvářených slitin hliníku podle původních norem ČSN

Rozdělení slitin hliníku a jejich značení

7


Označení slitiny Hlavní legující prvek Typický představitel

1XXX Čistota Al>99,00% 1050

2XXX Cu 2024

3XXX Mn 3103

4XXX Si 4002

5XXX Mg 5754

6XXX Mg a Si 6061

7XXX Zn 7075

8XXX Ostatní prvky (např. Li) 8090

9XXXspeciální zpracování, např.

prášková metalurgie-

Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)

8


O - žíhanýF - z výrobyH - deformačně zpevněnýHXX-odlišení stupně deformačního zpevněníW - po rozpouštěcím žíhání (nestabilní stav)T - tepelně zpracovanýT1XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a přirozeně stárnutýT2XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření, tvářený za studena a přirozeně stárnutýT3XXX– po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a přirozeném stárnutíT4XXX - po rozpouštěcím žíhání a přirozeném stárnutíT5XXX - ochlazený ze zvýšené teploty tváření a uměle stárnutýT6XXX - po rozpouštěcím žíhání a umělém stárnutíT7XXX - po rozpouštěcím žíhání a přestárnutí / stabilizaciT8XXX - po rozpouštěcím žíhání, tváření za studena a umělém stárnutíT9XXX - po rozpouštěcím žíhání umělém stárnutí a tváření za studena

ČSN EN 573-1: „Hliník a slitiny hliníku …“ – Část 1:Číselné označování

Značení tvářených slitin hliníku podle International Aluminium Association (AA)

9

1) Slitiny tvářené

2) Slitiny slévárenské Al-Si, Al-Mg

vytvrditelné Al-Cu, Al-Mg-Si Al-Zn

nevytvrditelné Al-Mg, Al-Mn Al-Si

3) PM slitiny (prášková metalurgie)

4) KKM (Kompozity s kovovou matricí)

5) Sdružené materiály (ARALL, GLARE)


10

Tepelné zpracování

Homogenizační (vysokoteplotní) žíhání

Odstranění vnitřních pnutí

Žíhání na měkko

Rozpouštěcí žíhání a vytvrzení

Opakované tepelné zpracování u výrobce letadel

- z důvodu nedostatečných vlastností

- z provozních důvodů (deformace za studena, například ohyb nebo prosazení)

11


Rozpouštěcí žíhání Homogenizační žíhání

Žíhání na měkko

Umělé stárnutí

12


Poznámky

Vhodnou volbou parametrů stárnutí lze získat různé kombinace vlastností. Pro získání vhodných vlastností lze například umělé stárnutí provést dvoustupňově (například u některých slitin 7XXX), nebo ho lze provádět při tvářecí operaci (creep ageing). Proces stárnutí může být výrazně ovlivněn plastickou deformací po rozpouštěcím žíhání. U slitin, které stárnou přirozeně (2024) lze proces stárnutí zastavit (pozdržet) umístěním do mrazícího boxu (-18°C). Pro omezení vnitřních pnutí po rozpouštěcím žíhání je vhodné (zvláště u hmotných kusů) ochlazovat výrobek buď do teplé nebo vroucí vody, nebo lze použít jiného chladícího média (glykol). Pro použití glykolu jako chladícího média je nutné dodržet takové podmínky, které zaručí že rychlost ochlazování v celém objemu materiálu proběhne nadkritickou rychlostí.

13

Tvářené slitiny typu Al-Cu řady 2XXX(duraly) – AA2024 (AlCu4Mg1)

Vytvrzovatelné slitiny

AA2024

T3: Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C, tváření za studena, přirozené stárnutí (4 dny)

T4:Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C, přirozené stárnutí (4 dny) – tepelné zpracování u odběratele

T8: Rozpouštěcí žíhání 495°C, voda 25-35°C, tváření za studena, umělé stárnutí 190°C/12h

14

Tvářené slitiny Al-Zn řady 7XXX - AA7075 (AlZn6MgCu)


AA7075

Rozpouštěcí žíhání – 475°C, voda

Přirozené stárnutí - nepoužívá se

Umělé stárnutí (120°C/24 hod) – T6

(115°C/5 hod +165°C/15 hod) – T73

(115°C/5 hod +165°C/15 hod) – T76

Ve stavu T6 má slitina maximální pevnost ale špatnou korozní odolnost.

Přestárnutí na stavy T7X vedou sice ke zhoršení pevnosti ale ke zlepšení korozní odolnosti. Ve vývoji jsou další postupy tepelného zpracování.

15

Slévárenská slitina A357 –T61 (AlSi7Mg)

Vstup do motoruØ700 mm

Vstupní dveře Airbus


Rozpouštěcí žíhání 538°C/10h, voda 65-100°C, umělé stárnutí 120°C/8h+154°C/8h

16

Příklady použití typů materiálů

A320

17


FramesStandard: 2024-T42

cladMachined: 7175-T73xx

Stringers2024-T42 clad

and 7075-T73xx

Upper shell skin panels 2024-T3 clad

Seat rails7175-T6xx

Floor beams7175-T73xx

Support struts7175-T73xx

Lower shell skin panels

2024-T3 clad

forwar

d A320 forward fuselage

18


Welded lower fuselage panels

CFRP pressure bulkhead

Upper/side fuselage skin in GLARE

Center wing box in CRFP

Upper deck floor beams in CRFP

Tailcone Fwd in CRFP

Fin box & rudder, horizontal tail plane box

& elevators with monolithic CFRP

Advanced aluminum alloys for wing coversThermoplastic

fixed leading edge

A380-800 structural materials share

6013

6013

GLARE

2524

2024

7xxx

GLARE

19


Civolní letouny

Welded partsSheetT6Al-Mg-Si-CuAA 6013

Welded partsSheet, plates, forgings, extrusions, tubes, rods

T6Al-Mg-SiAA 6061

Sheet are clad with7072 alloy

Sheet, plates, forgings, extrusions, rods

T6, T79, T76, T74, T73

Al-Zn-MgAA 7075, 7175, 7475, 7010, 7050, 7055, 7150, 7349

High temperatures

SheetT6/T8Al-Cu-MgAA 2618

Damage tolerance

SheetT3/T4Al-Cu-MgAA 2524

Sheet are clad with1230 alloy

Sheet, thin plates, extrusions, tubes

T3/T4Al-Cu-MgAA 2024

Wrought alloys

Complex geometry

Sand and investment castings

T6Al-Si-MgA 357

Casting alloys

PlechyT66013, 6056

Svařované dílyT6Al-Mg-Si6061, 6110A

T6, T79, T76, T74, T73

Al-Zn-Mg7075, 7175, 7475, 7010, 7040 7050, 7055, 70857150, 7349, 7449

pro vysoké teploty

PlechyT6/T8Al-Cu-Mg2618

Damage tolerance

PlechyT3/T4Al-Cu-Mg2524

T3/T4Al-Cu-Mg2024

Tvářené slitiny

Různé tvaryodlévání do pískuT6Al-Si-MgA 357

slévárenská slitina

Plechy, desky, výlisky, trubky

Plechy plátovány slitinou 1230

Plechy,desky, trubky, tyče, výlisky

Al-Mg-Si-Cu

Plechy,desky, trubky, tyče

Plechy plátovány slitinou 7072

Svařované díly

20

Volba materiálu

Material

Statická pevnost Únavová p.(do iniciace)

Lomová houž.

Tuhost (E - modul

Měr. hmotnost

Výrobní náklady

Cena

Corozní odolnost(stress-corrosion

cracking )

Únavová odolnost(Iniciace/propace trhlin)

Údržba opravyinspekční prohlídky

hlediska provozu

hlediska návrhu

Únavová p.šíření trhlin

Damage tolerance

Technické požadavky

21

Volba materiálu

Technical aspects

Hlavní trendy

SoučasnostDříve V budoucnu

Zvyšování pevnosti

Lehčí slitiny

Zvyšování korozní odolnosti

Snižování výrobních nákladů

Zvyšování DT odolnosti

22

Volba materiáluMat. pro „statická“ zatížení

• Vysokopevnostní slitiny (Rm, Rp0,2) 7XXX

7010 T6XXX tlustostěnné díly

7075 T6XXX tenkostěnné díly

Tepelné úpravy – srovnáno podle pevnosti (od max k min):

7XXX T76, T74 and T73

• kompromis pevnost/korozní odolnost 7XXX T76 or T74• nejlepší pro smyková napětí 7XXX T6 or T76

• Vysokomodulové (ET, EC) Al-Li alloys např.

2024 T3XXX desky, plechy, výkovky

7149 T76 výlisky

• Slitiny s vysokou mezí kluzu v tlaku (Rc0,2)

7149 T76 výlisky

7055/7150 T77XX desky, plechy, výkovky

7010 T6XX desky, plechy, výkovky

7075 T6XX desky, plechy, výkovky

23

Mat. pro „únavová“ zatížení• Kompromis únava/ šíření / houževnatost

2024 T3XXX desky, plechy, výkovky

7475 T73XX desky, plechy

6013 T6 HDT desky, plechy

Korozní odolnost:• Nejlepší 7XXX T73

2024 T3 (kromě výkovků)

6XXX (kromě 6013)• Nejhorší 7XXX T6XXX

2024 T351 (koroze pod napětím)

Tvářitelnost, svařitelnost:• Nejlepší 5XXX

6XXX

Volba materiálu

24

Volba materiálu

2XXX (Al-Cu) :- Výborná houževnatost- Dobrá odolnost únavě- Nízká rychlost šíření trhlin vhodné pro aplikace DT při

tahovém zatížení- Náchylnost k vrstevnaté korozi plátování povrchů

Typické aplikace:- Potahy a podélníky dolní části křídel- Potahy trupu a podélníky- Pevné náběžné hrany- Sloty

Charakteristiky a použití slitin

Vrstevnatá koroze

25

Volba materiálu

7XXX (Al-Zn)- Vyšší pevnost než 2XXX- Nižší houževnatost než 2XXX- Pomalé šíření trhlin použití jako vysopevnostní materiál pro

tahové i tlakové oblasti zatíženíPoužití:

- Potahy a podélníky horní části křídel- Nosníky a žebra- Podélníky a přepážky trupu- Nosníky směrovek (ale A340-500/600 = CFRP)- Klapky a jejich dráhy- Lyžiny sedaček- Příčníky, vzpěry

Charakteristiky a použití slitin

26

log(da/dN)

(mm/cykl)

10-3

2024

T3

clad

7475

T75

1

10-4

10-5

Volba materiálu

2024

T42

cla

d

2524

T3

clad

2524

T42

cla

d

7050

T74

51

7040

T74

51

7475

T73

51

7055

T77

51

7449

T76

51

Plechy obrobky

Porovnání odolnosti růstu trhlinypro K = 20 MPam, R = 0.1 and T-L směr

27

Volba materiálu

Kc/Kc2024

1,0

0

0,8

0,6

0,4

0,2

1,2

2024

T3

clad

7475

T75

1

2024

T42

cla

d

2524

T3

clad

2524

T42

cla

d

7050

T74

51

7040

T74

51

7475

T73

51

7055

T77

51

7449

T76

51

Plechy obrobky

10

20

30

40

KIc

MPam

Porovnání lomové houževnatistiKc/Kc2024 pro plechy, KIC pro obrobky, T-L direction

28

Vliv nehomogenní deformace na strukturu a vlastnosti

lisování

Výrobní deformace kování

válcování

Deformace u odběratele

tvarování

TMZ

povrchové úpravy

Vliv technologií na vlastnosti

29

0

100

200

300

400

500

600

T /°

C/

Litý čep

Vysokoteplotní žíhání(homogenizace)

Lisování

Rozpouštěcí žíhání

Vypínání

Umělé stárnutí

Přirozené stárnutí

Schéma technologie výroby výlisků z vytvrzovatelné slitiny hliníku


30

Lisování

PŘÍMÉ

NEPŘÍMÉ


31

ustálený stav

konec čepu

složitý výlisek

Čep: AlCu4Mg1

Vložky: AlMg3

Lisování – tok materiálu lisovací matricí


32

Nehomogenita mechanických vlastností výlisků

300

400

500

600

700

0 15 30 45 60 75 90 105

Rm

[M

Pa]

Vzdálenost od kraje [mm]

7075-T6

2124-T351

6082-T6

300

400

500

600

700

0 15 30 45 60 75 90 105

Rm

[M

Pa]

Vzdálenost od kraje [mm]

7075-T6

2124-T351

6082-T6


33

Nehomogenita a anizotropie vlastností

34


Bodový odhad distribuční funkce pomocí

uspořádaného náhodného výběru

{N1 ≤ N2 ≤… ≤ Nn}

Hodnota distribuční funkce F(Ni)

Odhady distribuční funkce pomocí vztahů

Převzato z: Jaap Shijve „ Fatigue of Structures…

F(Ni)= i/(n+1)

F(Ni)= (i-0,5)/n

F(Ni)= (3i-1)/(3n+1)

35

Báze B

Báze A

AA7475-T73


Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence Data B = 90% / 95%

36

Korozní praskání (Stress Corrosion Cracking)

Korozní praskání je jev, ke kterému dochází při současném působení tahových napětí a korozního prostředí. Jedná se o jev obtížně kontrolovatelný a předvídatelný. Proto je nutná prevence. Odolnost vůči SCC je proto jedním z důležitých parametrů při návrhu materiálů pro konstrukční účely. K poruchám vlivem SCC může docházet i v případech, kdy materiál není zatěžován (například při skladování nebo při přepravě).Tahová pnutí mohou být vnesena do materiálu různými mechanismy:- při výrobě (kování, válcování, lisování, jakákoliv deformace za studena),- při deformaci u uživatele,- při montáži,- při spojování (svařování, nýtování) a- při obrábění.


37

Korozní praskání (SCC)

SCC je komplexní jev který je ovlivněn souběžně působícími korozními, mechanickými a metalurgickými faktory. Charakteristické pro výskyt a sledování SCC jsou obtížně definovatelné vlivy prostředí, neznalosti v rozdělení tahových napětí, neznalosti v v mechanismech vzniku a šíření SCC trhlin a obtížně definovatelný vliv teploty. Z těchto důvodů vyplývá obtížná kontrola tohoto typu porušení. Proto je zásadní prevence.Při prevenci s ohledem na SCC je proto rozhodující:-volba vhodné slitiny pro dané umístění v konstrukci, - volba takových technologických operací, které minimalizují vnitřní pnutí,- minimalizace konstrukčních vlivů a navrhovat takové konstrukční řešení, které zohledňuje strukturu materiálu (anizotropie struktury - tlusté desky, ST orientace)


38


Válcovaná deska ze slitiny AA7075

ST

LTL R p0,2


39

Rozdělení vybraných slitin hliníku podle odolnosti vůči SCC do tří skupin

(podle ESA – ECSS-Q-70-36).

Skupina I

Vysoká odolnost

Skupina II:

Střední odolnost

Skupina III:

Nízká odolnost

2024-T8, tyče

2219-T6, T8

2024-T8, 2124-T8

desky

2011-T3, T4

2024-T3, T4

7049, 7149, 7050,7075,7475

Vše v T73

7049, 7050, 7075, 7175, 7475, 7178

Vše v T76

7075, 7175, 7079, 7178, 7475

Vše v T6

6XXX

všechny stavy

1420, 1421 (AlLi) 8090

1441, 1460

A356.0, A357.0



40

Slitina 7075 –T6 (AlZn6MgCu)

Náboj jízdního kola



41

Náboj kola

Korozní část lomu

Statická část lomu

Korozní část lomuStatická část lomu

Výkovek

Výlisek


42

Vlastnosti slitin

Porovnání slitin 2024 a 2524

• Chemické složení

Slit. Procenta zastoupení prvků

Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Ti Zr Ost.

2024 0.5 0.5 3.8 – 4.9

0.3 – 0.9

1.2 – 1.8

0.1 0.25 0.15 0.2 0.2

2524 0.06 0.12 4.0 – 4.5

0.45 – 0.7

1.2 – 1.6

0.05 0.15 0.10 - 0.2

Aluminum alloys 2xxx

43

Vlastnosti slitin

Popis:

• Slitina 2024 s úpravou T3xxx je nejvhodnější kompromis pro únavu, šíření trhliny a odolnost křehkému lomu.

• hustota materiálu = 2.80 g/cm3.

Korozní odolnost:

• 2024 T3 dobrá.

• Mělo by se zamezit trvalému namáhání u slit. 2024 T351 může vést k mezikrystalické korozi a trhlinám – korozní praskání.

Al slit. 2024

44

Vlastnosti slitin

Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech

Data: A= 99% spolehlivost / 95% confidence Data B = 90% / 95% cDataS = minimálně dosahované hodnoty

dle dané specifikace

45

Vlastnosti slitin

Slit. 2024 T3/T351/T42, plátovaný plech

Kt = 2.5

Pravděpodobnost poruchy: P=50 %

46

Vlastnosti slitin

Popis:

• Al slit. 2524 má shodné mater. vlastnosti jako 2024, kromě

• šíření trhliny má nižší rychlost šíření

• lomová houževnatos je o 20 procent vyšší než 2024

• hustota materiálu = 2.80 g/cm3.

Použití:

• 2524 se užívá tam, kde se dříve užívala slit. 2024, avšak kde je vyžadována vyšší odolnost proti šíření trhliny nebo vyšší lom. houževnatost.

Korozní odolnost:

• jako 2024

Slitina 2524

47

Vlastnosti slitin

Slit. 2524 T3/T351, plátovaný plech

speciální povrch. úprava

48

Vlastnosti slitin

Slit. 2524 T42, plát. plech- spec. povrch. úprava

49

Vlastnosti slitin

1,00E-05

1,00E-04

1,00E-03

1,00E-02

1,00E-01

1,00E+00

10 100

2024

2524

da/dn

(mm/cykl)

K (MPam)

Porovnání šíření trhlin 2024 / 2524 T3/T351

plech

R = 0.1

50

Vlastnosti slitin

7075, 7475, 7010, 7050, 7150, 7055 a 7349:

Slit Procent

Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Ti Zr others

7075 0.4 0.5 1.2–2.0 0.3 2.1–2.9 0.18–0.28 5.1–5.6 0.20.25

(Ti+Zr)

7475 0.10 0.12 1.2–1.9 0.06 1.9–2.6 0.18–0.25 5.2–6.2 0.06 - 0.15

7010 0.12 0.15 1.2–2.0 0.1 2.1–2.6 0.05 5.7–6.7

7050 0.12 0.15 2.0–2.6 0.1 1.9–2.6 0.04 5.7–6.7 0.06 0.08–0.15 0.15

7150 0.1 0.15 2.0–2.6 0.05 1.8–2.3 0.04 7.6–8.4 0.6 0.08–0.15 0.15

7055 0.10 0.15 2.0–2.6 0.05 1.8–2.3 0.04 7.6–8.4 0.06 0.08–0.25 0.15

7349 0.12 0.15 1.4–2.1 0.2 1.8–2.7 0.10–0.22 7.5–8.7 0.25 0.15

Slitiny 7xxx

51

Vlastnosti slitin

Srovnání slitin 7xxx

označení: +...+++ dobrý...excelent o uspokojivý - nevhodný!

Rm únava šíření Houž. Korozní odolnost

k. praskání Pozn.

7075T6 ++ O - O - -SCC pro směr ST, citlivost na vrstevnatou korozi,aplikace na nové konstrukce není povolena

7075T73 + O + + + ++ Do tlouštěk max.100 mm

7475T76 + + ++ ++ + +Snížený obsah obsah Fe- a Si,- to zvyšuje odolnost pro aplikace damage tolerance

7010/7050T74 ++ + + ++ + + Požití pro tloušťky > 80 mm

7150T76 ++ + + + + +Vysoká pevnost a houževnatost pro tloušťky nad >150 mm

7055T76 +++ + + + + +Snížený obsah obsah Fe- a Si,-Necitlivý na způsob ochlazování vysoká pevnost

7349T76 +++ O + +Necitlivý na způsob ochlazování velmi vysoká pevnost

52

Vlastnosti slitin

Slitina 7075 T6/T76 plátovaný plech

53

Vlastnosti slitin

Slit. 7075 T6 plát. plech

Kt = 2.0

P=50 %

54

Vlastnosti slitin

Slit. 7475 T61/T761 plát. plech

55

Vlastnosti slitin

Slit. 7475 T761 plát. plech

Kt = 2.5

P=50 %

56

Vlastnosti slitin

Slit. 7010 T7451 neplátovaný plech

57

Vlastnosti slitin

Slit. 7050 T7451 neplát. plech

58

Vlastnosti slitin

Slit. 7050 T7451 neplát. plech

Kt = 2.5

P=50 %

59

Vlastnosti slitin

Slit. 7150 T6151/T7751 neplát. plech

60

Vlastnosti slitin

Slit. 7349/7055 T76511, výlisky

61

Výhody slit. 6013 T6 vs. 2024 T3

svařitelnost

tvarovatelnost při zprac. T4

stajná cena

Slit. 6013

Tooling for skin fixing

Laser beam 2

Sensor joint monitoring

Laser beam 1

Skin panel and stringer

svařování podélníků

Plasma analysis

vyšší mez kluzu

vyšší lom. houževnatost

nižší rychlost šíření trhlin

3 % nižší hustota

Vlastnosti slitin

62

Slitina 6013/6056/6156 T62 plátovaný plech

Vlastnosti slitin

63

Přednosti:- Snížení hmotnosti od 15 do 30%,- Odolnost proti proražení- Výborná odolnost při požáru- Výborná odolnost při úderu blesku- Zvýšená odolnost proti šíření trhliny

Nevýhody:- Cena- Nižší plasticita- Větší anizotropie

Vrstvené kompozitní materiály typu ARALL a GLARE

Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví

64

A380-celkem 500m2

Vrstvené kompozitní materiály GLARE

Současné trendy ve vývoji slitin hliníku pro letectví

65

V civilním letectví je třeba plnit hlavní články předpisů

FAR 25.603 Materials

“The suitability and durability of materials used for parts, the failure of which could adversely affect safety, must – (a) Be established on the basis of experience or tests; (b) Conform to approved specifications … (c) Take into account the effects of environmental conditions … .”

FAR 25.605 Fabrication methods

“ (a) The methods of fabrication used must produce a consistently sound structure. …. (b) Each new aircraft fabrication method must be substantiated by a test program.”

FAR 25.613 Material strength properties and material design values

“ (a) Material strength properties must be based on enough tests … (b) Material design values must be chosen to minimize the probability of structural failures due to material variability. ……”

Aplikovatelnost materiálů

66

Databáze dat

používá se Metallic Materials Properties Development and Standardization (MMPDS) Handbook (dříve MIL-Hdbk. 5)

Dostupnost dat

67

Kovové letecké konstrukcečást 2

Navrhování dle Damage Tolerance

podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker

AeroStruc – Aeronautical EngineeringVladivoj Otšenášek – SVÚM Praha

upravil Milan Růžička

68

Zastoupení příčin únavových poruch

68

Korozní důlky a poškození

Vnitřni vada v materiálu

Špatná kvalita nýtových otvorů

Neznámé příčinyChybný návrh

součásti

Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995.

69

Lokalizace výskytu poruch

69

Ocasní plochy

Trup

Křídlo

Podvozek

Gondoly

Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995.

70

Oblasti pevnosti a životnosti

Rm

oblast Re

C

Am

plitu

da n

apět

í [M

Pa]

Počet cyklů [-]

Základní pojmy

71

Základní pojmy – Konstrukce

Primární konstrukce (Primary structure)

• je konstrukce, která přenáší letová i pozemní zatížení, či zatížení přetlakem. Má prakticky totožný význam jako nosná konstrukce.

Sekundární konstrukce (Secondary structure)

• je konstrukce, která přenáší pouze vzdušná nebo setrvačná zatížení, která působí vně nebo uvnitř této konstrukce.

71

Témata 5, 7 a 8

72


72

Nosná konstrukce (Airframe)

součásti letounu, jejichž porucha vážně ohrozí letoun po pevnostní stránce.

Části konstrukce podléhající průkazu(AAS=Airworthiness affected structure)

součásti konstrukce, na které se vztahuje průkaz letové způsobilosti

Témata 5, 7 a 8

73


73

Kritické nosné prvky (CSE=Critical structural elements) (SSI =Significant structural elements)

jsou takové prvky, jejichž porucha způsobí katastrofické selhání letounu.

Hlavní nosné prvky (PSE =Principal structural elements)

jsou takové prvky primární části konstrukce, které přispívají významně k přenosu letových i pozemních zatížení a zatížení od přetlaku. Jejich porucha může způsobit katastrofické selhání letounu.

Témata 5, 7 a 8

74

Klasifikace konstrukcí

Sekundární konstrukce

SSI

Celá konstrukce= AAS= PSE

Primární konstrukce

Základní klasifikace

AAS: Airworthiness affected structure (Části u nichž se prokazuje letová způsobilost)PSE: Principal structural element (Hlavní nosné prvky primární konstrukce)SSI: Significant structural item ( Význačné (kritické ) nosné prvky)

75

Kritéria výběru kritických částí

- Části přenášející významné silové toky

- Části namáhané vysokým nominálním napětím- Části s koncentrátory napětí- Části podrobené vysokofrekvenčnímu zatížení- Sekundární části, které při porušování primárního

dílu jsou přetěžovány- Části z materiálu s vysokou rychlostí šíření trhlin- Oblasti náchylné k náhodnému poškození- Díly, které se ukázaly být kritické při únavových

zkouškách konstrukce

76

Kategorie poškození konstrukce

Lokální poškození

Local Damage (LD)

Poškození více lelementů

Multiple ElementDamage (MED)

Vícenásobné poškození

Multiple SiteDamage (MSD)

Rozprostraněné ún. poškození

Widespread FatigueDamage (WFD)

77

Způsoby navrhování na únavu

Konstrukce s bezpečným životem (Safe-life) • konstrukce musí být posouzena s ohledem na schopnost vydržet

opakovaná zatížení proměnné velikosti předpokládané během celého únavového života a to bez zjistitelných trhlin.

Konstrukce bezpečná při poruše (Fail-safe) • znamená, že konstrukce je navrhována tak, aby katastrofické selhání

nebylo pravděpodobné ani po vzniku únavové poruchy, nebo při zřejmém selhání jednoho důležitého nosného členu.

77ČVUT FS & ČSM, datum

78


78

Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVYZpůsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY

ÚNAVOVÉVLASTNOSTISOUČÁSTI

FILOSOFIEKONSTRUOVÁNÍNA ÚNAVU

NA TRVALOUPEVNOST(NA NEOMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

NA ČASOVANOUPEVNOST(NA OMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

SAFE-LIFE(KONSTRUKCES BEZPEČNÝMŽIVOTEM)

FAIL-SAFE(KONSTRUKCEBEZPEČNÁ PŘIPORUŠE)

DAMAGE-TOLERANCE

(KONSTRUKCES PŘÍPUSTNÝMPOŠKOZENÍM)

SLOW CRACKGROWTH-(KONSTRUKCES POMALÝMŠÍŘENÍM TRHLIN)

79


Konstrukce s přípustným poškozením (Damage tolerance)• konstrukce jako celek je posuzována při vážném poškození

únavou, korozí, nebo provozním poškozením, ke kterému může dojít v průběhu provozního života letounu, s ohledem na schopnost zbytku konstrukce přenést významné provozní zatížení bez poruchy nebo bez značných provozních deformací po dobu do zjištění takového poškození.

Konstrukce s pomalým šířením trhlin (Slow crack growth)• materiálové a konstrukční opatření nemohou v provozu způsobit

rychlé šíření trhliny, nebo jejich vzájemné spojování, takže rozvoj trhliny mezi dvěma kontrolními prohlídkami nemůže způsobit poruchu.

79ČVUT FS & ČSM, datum

80


80

Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVYZpůsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY

ÚNAVOVÉVLASTNOSTISOUČÁSTI

FILOSOFIEKONSTRUOVÁNÍNA ÚNAVU

NA TRVALOUPEVNOST(NA NEOMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

NA ČASOVANOUPEVNOST(NA OMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

SAFE-LIFE(KONSTRUKCES BEZPEČNÝMŽIVOTEM)

FAIL-SAFE(KONSTRUKCEBEZPEČNÁ PŘIPORUŠE)

DAMAGE-TOLERANCE

(KONSTRUKCES PŘÍPUSTNÝMPOŠKOZENÍM)

SLOW CRACKGROWTH-(KONSTRUKCES POMALÝMŠÍŘENÍM TRHLIN)

81

Základní pojmy – Přenos zatížení

Jednoduchý přenos zatížení (Single load path)

• působící zatížení je rozloženo pouze na jeden prvek uvnitř soustavy a jehož porucha způsobí ztrátu schopnosti přenášet zatížení u součásti, jejíž je členem.

Mnohačetný přenos zatížení (Multiple load path)

• je totožný se staticky neurčitou konstrukcí, kde při poruše jednoho prvku je působící zatížení bezpečně rozloženo na ostatní nosné prvky.

81

F F

F F

Témata 5, 7 a 8

82

Vývoj koncepce Safe life, fail safe and damage tolerance

1950 1980 1970 1960 2010 2000 1990

Pře

dp

isy

let

ové

zp

ůso

bil

ost

i

1954Comet

1988Aloha

1974MIL-A-83444

1978 FAR 25.571

1998 FAR 25.571

1956 CAR4b.270

1953 CAR 4b.216

20xx

NCÚ(trup)

Safe Life or

Fail Safe

Damage Tolerance,(Safe Life pouze pro táhla a podvozky)

multiple damages, full scale fatigue tests

V návrhuStructural Damage

Capability

Amend. 96

Amend. 45

year

Vývoj předpisů pro certifikace letadel

83

Safe Life: (1956 to 1978) *• Nepřipouští vznik trhlinyKlasické metody únavy• Palmgren/Miner• Neuvažuje poškození z výroby• ani korozní poškození


Fail Safe: (1956 to 1978)• limitní je kritická délka vady a-critMetody lomové mechanikydundancy• Staticky neurčité konstrukce• Schopnost provozu s poruchou • nepředepisuje pravidelné kontroly

N

a-crit

a-det

délkatrhliny

hodin provozuSafe Life

Fail Safe


Damage Tolerance:• využívá znalosti šíření trhlinyN +kritické délky a-critMetody lomové mechaniky• periodické prohlídky, NDT• nevyžaduje zálohování prvků, je však doporučeno

Interval prohlídek=

N / k

Damage Tolerance

84

85


• Porušení horního závěsu vlivem únavy

• Utržení vodorovné ocasní plochy – chybně aplikovaná isnpekce

• Nevhodný výběr členu pro ffail-safe koncepci

2 LUGSFORWARDSPAR

3 LUGS REARSPAR

UPPER CAP

FAIL-SAFEMEMBER

LOWER CAP

FAILUREORIGIN

dolní závěs

horní závěs

fail safekomponent

zadní nosník(3 oka)

iniciace trhliny

Příklad selhání filosofie safe life – nehoda v Lusace 1977

86


Safe Life Design (FAR 25.571)Safe life, bezp.

k=4Vznik poruchy po Důvod poruchy

A/C type Drak

KC-135 Dolní potah křídla 13 000 h1 000 – 5 000 h

(14 případů) Poškození při výrobě nebo

provozuF5 Kořen křídla 4 000 h

1 900 h(1 případ)

F111 Centroplán 4 000 h 105 h (1 případ)A300

(fatigue)Spojení trupu

48 000 C(factor 2 in test)

22 800 C(1 případ)

Poškození přiúdržbě

area without scratches

area with scratches

doubler outer fuselage skin

Stringer 11RH

door panel

podélná trhlina 950 mm

Příklady neúspěšných řešení do r. 1978)

87

Určení intervalu periodických prohlídek

87

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

0 3000 6000 9000 12000 15000

letové hodiny

dél

ka t

rhlin

y (m

m)

okamžik zjištění trhliny

růstová křivkatrhliny

a1a2

a3

a4

I1 I2 I3 I4

I I I

Id Icr

acr

ad

O čem je DT?

Téma 4

88


successful:

• Rýhy iniciovaly korozi a následně únavový defekt

• Růst trhliny, zastavil se na zastavovačích z Al slitiny

HOLE BLOWN INFUSELAGE SKIN

X-ACTOKNIFE

SCRIMCLOTHGOUGE IN SKIN

SKIN GOUGE CREATED BY TRIMMINGSCRIM CLOTH RESULTED IN EARLYFATIGUE CRACKING FOLLOWED BYCABIN DECOMPRESSION

CIRCUMFERENTIALFRAME

ALUMINUMCRACKSTOPPER

SKIN LAP SPLICE

zastavovač trhliny l

rýhy

nůž

fólie

nýtové spojerýhy od nože při řezání fólie

přepážka

Nehoda: vznik trhliny v trupu - dekomprese

Příklad úspěšné funkce DT

89


Poškození by měla být snadno detekovatelná a doložena pomalým šířením defektu nebo schopností ho zabrzdit

Single load path je přípustný, ale nedeoporučuje se. Další předpisy ho omezí v používání

Single load path structure - Jednoduchý přenos zatížení

90

Trhlina je dekována a může se šířit i v dalších (vnějších) částech (např. v potahu po poruše podélníku), doložit pomalé šíření a detekovatelnost po poruše primárního členu; na interní prvek omezení nevztahuje

detekovatelná trhl.šíření v potahu

detectable critical

damage assumed

délka trhliny

kritická délka trhl. při limitním zatížení

doba šíření

detekovatelná délka

délka trhliny na interním členu počet

letů


Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami monitorování stavu konstrukce SHM.

Multiple load path structure – mnohočetný přenos zatížení

91


MLP nedetekovatelná před poruchou primární části

Předpoklad: Trhlina v primární části nebude odhalena dříve, než se celý prvek poruší. Interval prohlídek determinuje doba šíření trhliny v sekundárním členu.

doba pro detekci trhliny

krit. délka trhliny

počet letů

critical

dél

ka

trh

lin

y

initial damages

aipais

in primary load pathin secondary load path

primární díl

šíření trhliny v sekundárním dílusekundární

díl

aipais ais + aa

porušení primárního dílu

Aplikace pro malé a doplňkové díly: závěsy, přídavná oka, kování dveří aj.

92


Návrh umožňuje delší periody prohlídek nebo vyšší zatížení.

Doporučuje se

MLP – detekovatelná před poruchou primární části

Předpoklad: Trhlina v primární části bude odhalena dříve, než se celý prvek poruší. Interval prohlídek determinuje doba šíření trhliny od nalezení defektu

93

Oblasti uplatnění DT

Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle předpisu AC 25.571-1C

Křídlo a ocasní plochy

i. Řídící plochy, náběžné klapky, klapky a jejich mechanické systémy a příslušenství (závěsy, dráhy a příslušenství);

ii. Panely s integrální výztuhou - podélníky;

iii. Spoje primárních dílů;

iv. Závěsy;

v. Potahy a zesílení kolem výřezů nebo spojů;

vi. Panely s podélníky;

vii. Části nosníků, překryty nosníků;

94

Trup

i. Přepážky a potah;

ii. Rámy dveří;

iii. Kabina- okna pilotů;

iv. Tlaková přepážka;

v. Potahy a rámy okolo výztuh otvorů a dvířek trupu;

vi. Potahy a spoje potahu od tečných napětí;

vii. Potahy a spoje potahu od ohybových napětí draku;

viii. Závěsy, rámy, zámky dveří

ix. Rámy oken

Podvozek a jeho části - dnes jediná část pro aplikovatelnost safe-life

Připojení motorů

Oblasti uplatnění DT

95

Příklady Fail-safe

Závěsy křídel na trupu

C77

pianový závěs dveří pro cargo

7175 T73511 Ti 6Al4V

96

Damage tolerant design

délka trhlinykritická délka trhliny

min. detekovatelná t.

práh

Interval

bezpečná doba šíření

život

Zatížení

1.5

1.0

život

Návrhové zatížení

Limitní (max. provozní)

doba provozudoba provozu

Interval

97

Damage tolerant design - příklad

• Zbytková pevnost a doba šíření může být prodloužena správným dimenzováním podélníků:

tuhostní poměr:

= A*EStr/Wt*Eskin (US)

= A*EStr/(A*EStr+WtEskin) (Evropa)

W

t

Průřez podélníku = A

panel s podélníky

• Doporučuje se použít mater. s vyšší pevností (např. potah: 2024 nebo 2524T3, podélník: 7xxx). A navrhnout poměr ≥ 0.25 (pro panely trupu)

98


4 různé technologie- 2 kategorie:

spojované:

Nýtování

Lepení

Obrábění nebo protlačování

Svařovaní

Integrované:

Spojení potah podélníky

99


Potah2024, 2524, 7475Podélník2024, 7075, 73497055přepážka2024, 7075

nýtMezivrstva svar

potah6013, 6056podélník6110, 6056přepážka2024, 7075

Spojované Svařované

drát LBW: AlMgSi12

100


poměr tuhostí 0.58rozteč podélníků 6 inch Aluminum stringer

Podélník

panel bez výztuh

90% scatter

20 4 6 8 inch

da/dnin/cycle

da/dnmm/cycle

N (1000 cycles)

10 -4

10 -2

10 -4

10 -6

10 -2

10

20

40

60

70

50

30

50 150100 200

šíření trhliny

počet cyklů

mm

Vliv nýtovaných podélníků na šíření trhliny

STR STR STR

6‘‘ 6‘‘

panel s podélníky

101


da/dn

in/cycle

10 -4

10 -2

10 -6

da/dnmm/cycle

10 -4

10 -2

mm100604020 80

20 1 3 4

inchStringerStringer

Unstiffened panel

90% scatter

0

Vliv integrálních podélníků na šíření trhliny

STR STR STR

2‘‘ 2‘‘

panel s podélníky

panel bez výztuh

102


Zbytková pevnost pro vyztužený panel

Zbytková pevnost

(ult)= Rm materiálu

křivka pevnosti podélníku odvozená od jeho koncentrace napětí

Podélník

Porucha bez zastavení trhliny

Zbytková pevnost panelu s výztuhou

Oblast stabilního šíření za podélníkem

Křivka zbytkové pevnosti panelu bez výztuhy

Napětí pro iniciaci trhliny v panelu s výztuhou

Initiation of crack growth in unstiffened panel

2a

2s

2s2a << 2s délka trhliny 2a

Napětí pro iniciaci trhliny v panelu bez výztuhy

103

Damage tolerant design-příklad

Šíření trhlin zpomalují zastavovače trhlin (crack stoppers or crack retarders). Dvě možnosti řešení

Kruhová výztuž kolem celého trupu. Zabrzdí trhliny, které by se rozvíjely z nýtových spojů v její řadě i mimo ni.

Lokální výztuhy, které zbrzdí trhliny při šíření v nýtovém spoji

Trup při namáhání přetlakem

104


Cíl: zamezit vzniku trhliny přes dvě pole trupuLepené pruhy z GLARE pod nýtová připojení přepážek – zbrzdí podélné trhliny

Reziduální pevnost:

potah1.6 mm , mater. 2024, 2524, 2198 2199

výztuha: GLARE (tloušťka 1.4 mm, šířka 60 mm)

trhlina přes 2 pole(e.g. two-bay crack)

FRFR

FR

FRFR

FR

STRSTR

STR

STR

All

ow

able

str

ess

100 %

120 - 130 %

bez výztuh s výztuhou

výztuha (zastavovač)

105

Spojované: nýtovaný nebo lepený

Integrální: obrobený, protlačovaný

stage 1 stage 2 stage 3

stage 1 stage 2 stage 3

spojované nebo integrální provedení může mít jiný mechanismus rozvoje defektu:

trhlina se nerozšíří do podélníku

trhlina se rozdvojí na podélník a potah

Rozvětvení trhliny

Damage tolerant design - příklady

106

směr růstu

Zastavovače trhlin v podélném spoji:

• trhlina změní směr šíření, když dosáhne výztuhy • Trhlina na vnější vrstvě se stane viditelnou (mimo NDT metody)• Mechanismus byl ověřen testy

CRACK STOPPER

Změna směru šíření

Damage tolerant design - příklady

107

Failure detectability

Detectable crack length for visual inspection to meet MSG3

BASIC VISIBLEDETECTABLE LENGTH LBAS

MATERIAL GAUGE EFFECT

EDGE EFFECT

VISIBLE LENGTH LVIS

HIDDEN LENGTH LH

DETECTABLE LENGTH LDET

DAMAGE TOLERANT SSI

INSPECTION LEVEL

GENERAL VISUAL.DETAILED

SPECIALDETAILED

RATEVIEW

RATECONGESTION

RATESIZE

RATELIGHTING

RATESURFACE

ACCESSRATING

IS RATINGO?YES

NO

SELECT NDTMETHOD

PRACTICABILITY RATING CONDITION RATING

GO

TO

NE

XT

HIG

HE

RIN

SP

EC

TIO

N L

EV

EL

108

Detekovatelnost trhlin

CASE 1

CASE 2

LH = LO + LC

CASE 3

LH = LO + 2LC

LVIS = LVIS1 + LVIS2

=Směr vizuálního pozorování

LVIS

LO

LDET

LC

LDET

LVIS

LH

LH

LDET

LVIS2 LVIS1

LC

LH

Lo

Detekovatelné trhliny při vizuálních prohlídkách podle MSG3(Maintenance steering group 3)

LDET = LVIS + LH

LVIS = LBAS x (gauge factor) x (edge factor)

LVIS: je délka určovaná dle MSG3

LDET: délka detekovatelné trhliny je spočtena podle vztahu

LDET

LVIS LH

LCRIT

N IntervalI =N/j

FC

L

109

95

(95)

100

Pra

vděp

od

ob

no

st

det

ekc

e %

délka trhliny (mm)

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

90

80

60

50

40

20

50

HFECXRMP

VIS

LP

US LFECHFEC(r)

(rotating probe)

Detekovatelnou délku trhliny pro danou NDT– určuje PoD křivkaTyto křivky jsou platné pouze pro daný případ, nelze aplikovat obecně. Doporučuje se pravděpodobnost objevení trhliny 90 % a interval spolehlivosti (confidence level) of 95 % .

Legenda následuje


110

MATERIAL

VISLPMPHFECHFEC(r)

Al Alloy, Steel, TitaniumAl AlloyFerromagnetic Steels

Al AlloyAl Alloy

USLFECXR

Al AlloyAl AlloyAl Alloy

SURFACE BREAKING DEFECTSGROUP 1:(GOOD SURFACE FINISH - GOOD ACCESS)

CLOSE VISUALLIQUID PENETRANTMAGNETIC PARTICLEHF EDDY CURRENTHF EDDY CURRENT

(rotating probe)

SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTSGROUP 2:

ULTRASONICLF EDDY CURRENTX RAY

MATERIAL


NDT metody

111

Abbreviations and symbolsA Permanent strain at rupture

a Crack length

AAS Airworthiness affected structure

AC Advisory circular (US)

AFRP Aramid fiber reinforced plastic

Al Aluminum

Al-Li Aluminum-Lithium

AlMgSc Aluminum-Magnesium-Scandium

AlMgSi Aluminum-Magnesium-Silicium

CA Constant amplitude

CAR Civil air regulations

CCT Center cracked tension specimen

CFRP Carbon fiber reinforced plastic

Cr Chromium

Cu Copper

D Fatigue damage

DSG Design service goal

DT Damage tolerance

E Young’s modulus (tension)

EC Eddy current

EC-HF/MF Eddy current high frequency / medium frequency

EC-LF Eddy current low frequency

112

Abbreviations and symbols

FAA Federal aviation administrationFAR Federal aviation regulations (US)FC Flight cycleFCG Fatigue crack growthF&DT Fatigue and damage toleranceFe IronFH, Fh Flight hoursFLG Forward landing gearFML Fiber metal laminateFR FrameFwd. Forward

GFRP Glass fiber reinforced plastic

HFEC High frequency eddy current (NDT inspection method)

I Inspection interval

j Scatter factor

L Longitudinal directionLFEC Low frequency eddy current (NDT inspection method)LH Left handLi LithiumLP Liquid penetrant (NDT inspection method)LT Longitudinal transverse direction

113


MED Multiple element damage

MFEC Medium frequency eddy current (NDT inspection method)

Mg Magnesium

MIL US military standard

MLD Multiple local damage

MLG Main landing gear

MMPDS Metallic Materials Properties Development and Standardization

Mn Manganese

MP Magnetic particle (NDT inspection method)

MSD Multiple site damage

MSG3 Maintenance steering group 3

MT Mid cracked tension specimen

N, n Life, number of cycles or number of flights

NaCl Sodium chloride

NDT Non destructive testing

Os Osmium

Pb Lead

POD Probability of detection

PSE Principle structural element

Pt Platinum

114


R Ratio of minimum to maximum stress (load) of a stress (load) cycleRH Right hand

s Standard deviationSc ScandiumSCC Stress corrosion crackingSi Silicium (Silicon)SiC Silicium CarbideSN, S-N Stress versus life data (diagram or curve)SSI Structural significant itemST Short transverse directionSTR Stringer

T Transverse directionT ScatterTi Titanium

US Ultrasonic (NDT inspection method)

VA Variable amplitude

WFD Widespread fatigue damage

X-ray X-ray radiation (NDT inspection method)

Zn ZincZr Zirconium

115


ae Effective crack extension

K Range of stress intensity factor (Kmax – Kmin)

Stiffness ratio

Poisson ratio

Density

Stress

m Mean stress

max Maximum stress

min Minimum stress

aip initial crack length in primary load path

ais initial crack length in secondary load path

da/dN Crack growth rate (crack growth per load cycle)

DF Miner factor

Dtotal Total fatigue damage

Ec Young’s modulus compression

Et, E Young’s modulus tension

jL Scatter factor on life

Kc Fracture toughness for thin material

KIc Fracture toughness for thick material

Ke Effective stress intensity factor

Kt Stress concentration factor

L-T Longitudinal – transverse direction (Stress: longitudinal, crack: transverse)

116


Rbru = BUS Bearing ultimate strength

Rbry = BYS Bearing yield strength

Rc0,2 = FTY = TYS Compression yield strength

Rm = FTU = TUS Tensile ultimate strength

Rp0,2 = FTY = TYS Tensile yield strength

Rsu = SUS Shear ultimate strength

R50% Risk factor due to number of specimens for SN-data

T Scatter

T-L Transverse – longitudinal direction (Stress: transverse, crack: longitudinal)

X Reduction factor due to number of fatigue critical locations

kovové letecké konstrukce část 1 materiály

Documents