BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING

VYSOKÉ UČENÍ U TECHNICKÉ KÉ V BRNĚ BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY T

FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL MECHANICA ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE AEROSPA ENGINEERING

PRŮKAZ KAZ BEZPEČ BEZPEČNÉ ŽIVOTNOSTI TNOSTI DRAKU LETOUNU PODLE PŘEDPISU P FAR 23 FATIGUE EVALUATION ON OF AIRCRAFT STRUCTURE STRUCTURE ACCORDING TO FAR FA PART 23 AIRWORTHINESS STANDARTS STANDA

BAKALÁŘSKÁ SKÁ PRÁCE BACHELOR´S THESIS

AUTOR PRÁCE

JAKUB ČERMÁK

AUTHOR

VEDOUCÍ PRÁCE SUPERVISOR

BRNO 2014

Ing. PETR AUGUSTIN, Ph.D.

ABSTRAKT, KLÍČOVÁ SLOVA

ABSTRAKT Tato bakalářská práce se zabývá podrobným výkladem požadavků předpisu FAR 23 na experimentální a výpočtový průkaz bezpečné životnosti draku letounu. V úvodní části se nacházejí informace o historickém vývoji tohoto předpisu následované souhrnem aktuálních požadavků. Na dalších stranách je blíže popsán postup průkazu založený na zkouškách celého draku, zkouškách jednotlivých komponent draku a výpočtové analýze s využitím kumulativního pravidla.

V příloze jsou uvedeny příklady spekter zatížení,

schválené úřadem FAA.

KLÍČOVÁ SLOVA Letadla, letecké předpisy, zkoušky letadel, únava materiálu a konstrukcí, únavové zkoušky

ABSTRACT This bachelor thesis deals with acceptable means of showing compliance with the FAR 23 regulation based on safe-life experimental and analytical evaluation. In the introduction the author focuses on the historical development of the regulation and follows with summarization of current requirements. The subsequent pages describes in detail the certification based on full-scale testing, component testing and structural analysis using the cumulative rule. Appendix includes examples of load spectra approved by the FAA.

KEYWORDS Aircrafts, aircraft regulations, aircraft tests, material fatigue, fatigue tests

BRNO 2014

BIBLIOGRAFICKÁ CITACE

BIBLIOGRAFICKÁ CITACE ČERMÁK, J. Průkaz bezpečné životnosti draku letounu podle předpisu FAR 23. Brno: Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství, 2014. 45 s. Vedoucí diplomové práce Ing. Petr Augustin, Ph. D.

BRNO 2014

ČESTNÉ PROHLÁŠENÍ

ČESTNÉ PROHLÁŠENÍ Prohlašuji, že tato práce je mým původním dílem, zpracoval jsem ji samostatně pod vedením Ing. Petra Augustina, Ph. D. a s použitím literatury uvedené v seznamu.

V Brně dne 28. května 2014

BRNO 2014

…….……..………………………………………….

PODĚKOVÁNÍ

PODĚKOVÁNÍ Na tomto místě bych rád poděkoval vedoucímu mé bakalářské práce panu Ing. Petru Augustinovi, Ph. D. za konzultace, rady a předané vědomosti týkající se této práce. Další poděkovaní patří mé přítelkyni a rodině především za trpělivost a podporu během celého mého dosavadního studia.

BRNO 2014

OBSAH

OBSAH Úvod ......................................................................................................................................... 11 1

2

3

Předpis FAR Pt. 23 ........................................................................................................... 13 1.1

Historický vývoj předpisů v oblasti únavové životnosti ............................................ 15

1.2

Vyhodnocení únavové životnosti pomocí přístupu SAFE-LIFE .............................. 16

1.3

Vyhodnocení únavové životnosti na základě filosofie FAIL-SAFE ......................... 16

1.4

Vyhodnocení únavové životnosti na základě filosofie DAMAGE TOLERANCE ... 16

Stanovení únavového života pomocí přístupu SAFE-LIFE ............................................. 17 2.1

Fáze únavového průkazu ........................................................................................... 17

2.2

Zatížení letadla ........................................................................................................... 19

2.3

Spektra zatížení .......................................................................................................... 20

Únavové zkoušky celého draku letadla ............................................................................ 21 3.1

3.1.1

Zkoušky na jedné hladině ................................................................................... 22

3.1.2

Programové zkoušky .......................................................................................... 22

3.1.3

Zkoušky náhodným zatěžováním ....................................................................... 23

3.2

5

Aplikace zatížení........................................................................................................ 25

3.2.1

Zatížení pomocí plátěných závěsů ...................................................................... 25

3.2.2

Pomocí tlačného vahadlového systému .............................................................. 26

3.2.3

Pomocí objímek .................................................................................................. 26

3.3 4

Sekvence zatížení ....................................................................................................... 22

Vyhodnocení zkoušky celého draku .......................................................................... 27

Zkoušky komponentů ....................................................................................................... 31 4.1

Aplikované zatížení u zkoušek komponentů ............................................................. 32

4.2

Součinitelé spolehlivosti pro testy komponentů ........................................................ 32

Výpočtová analýza bezpečné životnosti ........................................................................... 33 5.1

Součinitelé spolehlivosti u výpočtové analýzy .......................................................... 35

BRNO 2014

9

OBSAH

6

Prodloužení životnosti...................................................................................................... 37 6.1

Přehodnocení analýzy bezpečné životnosti ............................................................... 37

6.2

Aplikace prvků filosofie FAIL-SAFE ....................................................................... 37

Závěr ........................................................................................................................................ 39 Použité informační zdroje ........................................................................................................ 40 Seznam obrázků ....................................................................................................................... 42 Seznam tabulek ........................................................................................................................ 42 Seznam diagramů ..................................................................................................................... 42 Seznam příloh .......................................................................................................................... 42

BRNO 2014

10

ÚVOD

ÚVOD Jednou z hlavních priorit každého leteckého konstruktéra by měla být spolehlivost daného letounu a zajištění bezpečnosti přepravovaných cestujících a posádky. Z tohoto důvodu nesmí být vynechána celá řada dílčích pevnostních výpočtů a zkoušek zahrnující také oblast únavové životnosti draku letounu. Zanedbání této nezbytné části pak může mít za následek porušení integrity letounu nebo jeho částí a v nejhorším případě může dojít až ke ztrátám na lidských životech. O pravdivosti tohoto tvrzení se letecký průmysl a široká veřejnost přesvědčila už několikrát. Jako příklad můžeme uvést opakované nehody letounu Aero Commander. Tento velmi oblíbený stroj spadající do kategorie commuter byl poprvé uveden do provozu roku 1948, během své kariéry se dočkal celkem 29 modifikací a své využití našel zejména v oblasti přepravy cestujících, vojenského materiálu, ale i důležitých osob, např. prezidenta USA. O to více je zarážející historie často fatálních poškození, která zahrnovala 24 separací křídla za letu a 35 trhlin hlavního nosníku křídla nalezených během let 1948 – 1995 při prohlídkách letounů na zemi. Tyto poruchy byly způsobeny korozí, statickým přetížením a zejména pak únavou materiálu [11].

Obr. 1: Lom hlavního nosníku křídla letadla Aero Commander z důvodu únavy materiálu [11 str. 5]

BRNO 2014

11

ÚVOD

Z výše uvedených důvodů se předpisy v oblasti únavy leteckých konstrukcí stále zpřísňují, což by teoreticky mělo mít za následek zlepšení statistiky havárií způsobených strukturální poruchou. To však není tak zcela pravda. Dle Swifta [10] je u malých letadel evidováno nejméně přes 40 leteckých nehod v rozmezí let 1945-1999 způsobených únavou materiálu, z čehož nejméně k 10 z nich došlo v rozmezí let 1990-1999. U letadel všech kategorií pak pevnostní poruchy draku letadla, které nejsou způsobeny lidským zásahem, tvoří asi 3 % z celkových příčin havárií letounů. Únava má pak na svědomí 0,3 % všech příčin [10] [8] [5]. Stanovováním regulí, požadavků a vydáváním oběžníků se úřady pro civilní letectví v různých zemích dále snaží zmenšovat tato čísla na minimum. Na následujících stránkách této bakalářské práce se budeme přesněji zabývat jednou z těchto norem, a to americkým předpisem FAR Pt. 23 vydaným leteckým úřadem FAA (Federal Aviation Administration).

BRNO 2014

12

PŘEDPIS FAR PT. 23

1 PŘEDPIS FAR PT. 23 Jak už zkratka FAR (Federal Aviation Regulation) napovídá, jedná se o regule v oblasti letectví vydané americkou vládou. Pod číslem 23 se nachází předpisy letové způsobilosti pro kategorie letounů normal, utility, acrobatic a commuter [1]. Stanovením únavové životnosti se zabývají následující paragrafy: [8 str. 21][1]

•

§23.571 „ Přetlaková kabina“

•

§23.572 „Křídlo, ocasní plochy a související konstrukce“

•

§23.573 „Damage tolerance a zhodnocení únavových vlastností“

•

§23.574 „Damage tolerance a zhodnocení únavových vlastností pro kovové konstrukce spadající do kategorie commuter“

•

§23.575 „Prohlídky a další procedury“

Jelikož výklad těchto předpisů může být pro běžného žadatele o únavový průkaz příliš obecný, FAA spolu s touto regulí vydává poradní oběžník AC-23-13A. Tento dokument blíže specifikuje požadavky v předpisu FAR Pt. 23, tj. zodpovídá často kladené otázky, předkládá postup pro získání únavového průkazu a poskytuje spektra zatížení používaná při výpočtu únavového života letounu. V České republice se uplatňují také letecké regule stanovené evropskými předpisy JAR (Joint Aviation Requirements). Výpočtem únavové životnosti se obdobně zabývají paragrafy §23.571, §23.572 a §23.573 [8] [3]. Žadatel o průkaz bezpečné životnosti může dle předpisu FAR Pt. 23 stanovit únavový život dle metodiky safe-life, fail-safe nebo damage tolerance. Za jakých podmínek lze danou metodiku užít nám ukazuje Diagram č. 1 na následující straně:

BRNO 2014

13

PŘEDPIS FAR PT. 23

Diagram č. 1: Volba metody stanovení únavového života [2 str. 5]

(

)

Z výše uvedeného diagramu je patrné, že v oblasti malých letadel z kompozitních materiálů je nutné postupovat dle metody damage tolerance, která je blíže definována v poradním oběžníku AC 20-107A, dostupném z webu FAA. U letadel kategorie commuter je také možnost stanovit únavový život na základě bezpečné životnosti. Žadatel o únavový průkaz však musí prokázat, že pro danou konstrukci nelze metodu damage tolerance použít. U ostatních letounů lze použít kterýkoliv z uvedených přístupů [2].

BRNO 2014

14

PŘEDPIS FAR PT. 23

1.1 HISTORICKÝ VÝVOJ PŘEDPISŮ V OBLASTI ÚNAVOVÉ ŽIVOTNOSTI Už od nepaměti se lidstvo potýkalo s problémy týkajícími se únavy materiálu, avšak nikdo nebyl schopen tento jev přesněji specifikovat. Průlom v této oblasti učinil až v 19. století Albert Wöhler, který svými zkouškami prokázal závislost amplitudy cyklického zatížení na počtu cyklů do lomu a zavedl pojem tzv. Wöhlerových křivek [5]. Fenomén únavy se nevyhnul ani leteckému průmyslu. Z počátku se však poruchy v konstrukci přičítaly jiným vnějším vlivům, zejména pak vibracím, flutteru a buffetingu [5]. Z hlediska oficiálních požadavků se až do 50. let 20. století draky letounů navrhovaly výhradně z hlediska statické pevnosti a na problematiku únavy byl brán malý zřetel. Postupem času však nehod zapříčiněných únavou přibývalo, což mělo za následek zpřísnění předpisů týkajících se únavy [5]. V dalších bodech jsou shrnuty důležité milníky ve vývoji požadavků předpisu FAR 23 vydávaného úřadem FAA: [2] •

V roce 1957 se v dodatku objevuje požadavek na analýzu přetlakového trupu na bázi filosofií safe-life a fail-safe.

•

Roku 1969 jsou doplněny požadavky týkající se únavové životnosti křídla, centroplánu a jejich připojovací konstrukce.

•

Roku 1989 jsou přidány požadavky na únavovou životnost u ocasních ploch.

•

V roce 1993 došlo k uvedení požadavků damage tolerance pro kompozitní materiály a k rozšíření únavových požadavků na tandemová křídla, kachní plochy a winglety.

•

Od roku 1996 je použití filosofie damage tolerance pro kovové konstrukce letadel spadající do kategorie commuter povinné.

BRNO 2014

15

PŘEDPIS FAR PT. 23

1.2 VYHODNOCENÍ ÚNAVOVÉ ŽIVOTNOSTI POMOCÍ PŘÍSTUPU SAFE-LIFE Vyhodnocení únavového života dle metody safe-life (konstrukce s bezpečným životem) je podle oběžníku AC-23 definováno jako: „Posuzování konstrukce z hlediska únavy tak, aby bylo zajištěno, že konstrukce je schopna vydržet (bez poruchy) opakovaná zatížení s proměnlivou amplitudou, která jsou očekávána po dobu provozu.“ [2 str. 7] Po dosažení takto stanovené doby, většinou vyjádřené v letových hodinách či cyklech, musí být letadlo staženo z provozu a požadované prvky je nutno vyměnit [2].

1.3 VYHODNOCENÍ ÚNAVOVÉ ŽIVOTNOSTI NA ZÁKLADĚ FILOSOFIE FAIL-SAFE Fail-safe neboli konstrukce bezpečná při poruše znamená, že „konstrukce je navrhovaná tak, aby katastrofické selhání nebylo pravděpodobné ani po vzniku únavové poruchy, nebo při zřejmém selhání důležitého prvku nosného členu.“ [8 str. 12] Tato metoda tedy využívá více cest přenosu zatížení za účelem zajištění spolehlivé funkce jednotlivých součástí [2].

1.4 VYHODNOCENÍ

ÚNAVOVÉ ŽIVOTNOSTI NA ZÁKLADĚ FILOSOFIE

DAMAGE

TOLERANCE Damage tolerance můžeme přeložit jako konstrukce s přípustným poškozením. „Konstrukce jako celek je posuzovaná až 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.“ [8 str. 12]

BRNO 2014

16

STANOVENÍ ÚNAVOVÉHO HO ŽIVOTA POMOCÍ METODY MET SAFE-LIFE

2 STANOVENÍ ÚNAVOVÉHO ŽIVOTA ŽIVOTA POMOCÍ PŘÍSTUPU SAFE-LIFE Podstatou tohoto přístupu př ke konstruování a dimenzování draku letounu je snaha předejít vzniku a růstu ůstu únavových trhlin. Většinou V se na bezpečnou čnou životnost dimenzují konstrukce,, které nelze za provozu detailněji detailn kontrolovat, popř. by jejich porušení mělo fatální následky na bezpečnost čnost letadla [8]. Vyhodnocení únavového života dle této metodiky může m že být provedeno pomocí: [2] a) zkoušky celého draku letadla b) zkoušky jednotlivých komponent c) výpočtové analýzy

2.1 FÁZE ÚNAVOVÉHO PRŮKAZU Postup vyhodnocení únavového života konstrukce s bezpečným bezpečným životem je zobrazen na následujícím Diagram č. 2: Diagram č. 2:: Nezbytné kroky při p stanovení únavového života na bázi přístupu př safe-life A Stanovení zátěžových spekter B Provedení strukturní analýzy C Provedení únavových zkoušek D Stanovení životnosti komponentů E Stanovení procesu údržby letounu

BRNO 2014

17

STANOVENÍ ÚNAVOVÉHO ŽIVOTA POMOCÍ METODY SAFE-LIFE

A. stanovení nebo změření spekter zatížení - musí být zahrnuta spektra všech hlavních druhů zatížení, která působí na konstrukci v provozu, tj. spektra poryvových a obratových zatížení a zatížení přetlakového trupu [5] [2] -

dále musí být zahrnuta spektra zatížení od pojíždění, přistávacího rázu a od motoru a jeho chodu [2]

B. provedení strukturní analýzy -

výběr kritických míst, stanovení hladin napětí, určení součinitelů koncentrace napětí Kt [2]

-

v rámci analýzy musí být identifikovány části, u kterých může dojít k ovlivnění únavových vlastností v důsledku koroze nebo extrémních teplot [2]

C. provedení únavových zkoušek -

únavové zkoušky musí být realizovány v případech, ve kterých nelze použít data z předchozích testů

-

jsou preferovány zkoušky celého draku

-

je

přípustné

nahrazení

únavových

zkoušek

výpočtovou

analýzou

za předpokladu, že Wöhlerovy křivky v této analýze použité musí být založeny na výsledcích naměřených při únavových zkouškách stejných nebo podobných konstrukcí [2]

D. určení bezpečné životností jednotlivých komponentů -

výpočet s využitím součinitelů spolehlivosti [5]

E. údržba letounu -

stanovení doby, rozsahu a charakteru pravidelných prohlídek letounu a jeho kritických míst [2] [5]

-

BRNO 2014

stanovení intervalů výměny dílů s limitovanou bezpečnou životností

18


2.2 ZATÍŽENÍ LETADLA Při vzletu, přistání i během letu je konstrukce letadla namáhána rozličnými způsoby zatížení. Způsoby namáhání draku letadel můžeme rozdělit podle: •

závislosti zatížení na čase (statické, kvazistatické, proměnlivé a ojedinělé)

•

dle velikosti amplitudy zatížení (způsobující vysokocyklovou, nízkocyklovou únavu)

Z hlediska letectví má největší význam zatížení proměnlivé, které lze dále dělit na: [8] [5] •

deterministické – velikost zatížení je jednoznačně určena, řídí se určitými zákonitostmi

•

stochastické – náhodné (viz Obr. 2):

Obr. 2: Náhodný proces zatížení [5 str. 41]

Náhodné zatížení nelze přesně predikovat, tudíž je jeho výskyt popsán statistickou matematikou. Ta toto zatížení definuje jako určitou náhodnou funkci času, která může v libovolném čase dosáhnout různých hodnot. Matematická statistika hledá zákonitosti v popsání výše uvedeného náhodného děje [5] [8].

BRNO 2014

19


2.3 SPEKTRA ZATÍŽENÍ Proměnlivá zatížení vznikají u letadel převážně v důsledku poryvů, obratů, pohybu letounu po zemi, cyklu země – vzduch - země (dále jen ZVZ), vibrací a pohybů mechanizace letounu. Tato zatížení se obvykle dělí do letových fází, pro které se stanoví jednotlivé soubory středních průměrných zatížení, takzvaná spektra zatížení. Tyto údaje se získávají využitím výpočtového modelu na základě měření na letadle pomocí registračních akcelerometrů. Příkladem takového zařízení může být g-počítač, který zaznamenává počet přechodů násobků přes zvolené hladiny. Z takto naměřených hodnot se dále sestavují spektra zatížení. Proměnlivá zatížení se měří jako: [6] [5] •

soubor napětí přímo ze záznamu tenzometrů

•

soubor sil a ohybových momentů

•

soubor násobků v těžišti letounu Tato

naměřená

data

vyhodnocujeme

buď

do

dvouparametrického

nebo jednoparametrického rozložení (výhodnější tam, kde má střední napětí přibližně konstantní hodnotu) [6]. Žadatel o únavový průkaz může využít spektra, která jsou uvedena v oběžníku AC-23. (příklad uvedených spekter v příloze). Tento oběžník obsahuje poryvová, manévrovací a pozemní spektra zatížení v grafické i tabelární formě. Dle způsobu využití letadla jsou spektra rozdělena do tříd: Executive (služební), personal (osobní), instructional (cvičné), acrobatic (akrobatické), agricultural nebo aerial (zemědělské). Příloha v oběžníku také obsahuje spektra zatížení od přistání a pojíždění [2]. Výše uvedená spektra zatížení byla vydána roku 2005 pod hlavičkou FAA a nahradila tak spektra publikovaná v oběžníku AFS-120-73-2, která byla používána dříve. Inovovaná spektra zatížení podle AC-23 byla získána na základě statistické analýzy s využitím numerické simulace Monte Carlo. Četnosti zatížení v těchto spektrech jsou vyšší než četnosti průměrné, což zohledňuje možný rozptyl provozního zatížení konstrukce letounu. Více u kapitoly týkající se součinitelů spolehlivosti [7] [2]. Další variantou při výpočtu únavové životnosti je užití vlastních spekter zatížení. Všechna tato spektra však musí být schválena FAA. U většiny případů FAA nevyžaduje verifikaci těchto spekter pomocí letových měření [2]. BRNO 2014

20

ÚNAVOVÉ ZKOUŠKY CELÉHO DRAKU LETADLA

3 ÚNAVOVÉ ZKOUŠKY CELÉHO DRAKU LETADLA Únavová zkouška celého draku letadla je nejspolehlivější metodou stanovení únavového průkazu draku. Termínem full-scale test rozumíme testování celého draku letounu vcelku (křídlo, trup, ev. také ocasní plochy), přičemž některé části mohou být nahrazeny maketami (palivové nádrže, motory). Je přípustné také testování jednotlivých hlavních částí draku letounu jako např. kompletní konstrukce křídla, ocasních ploch nebo přetlakové kabiny samostatně [2] [6]. Kompletní drak letounu se ve většině případů upevňuje pomocí „plovoucího systému“, kde je nepohyblivost letounu zajištěna silovou a momentovou rovnováhou. U jednotlivých dílů se zavádí upevnění do přípravku [6] [8]. Zkoušky

v plném

měřítku

jsou

sice

z hlediska

výsledků

nejpřesnější,

avšak z ekonomického a časového hlediska bývají často velmi náročné. K provedení únavových zkoušek reálných konstrukcí je třeba adekvátní vybavení, zkušenost personálu a dostatek prostoru. Doba trvání takového testování může být až 6 let a cena pak mnohdy vystoupá až nad prodejní hodnotu samotného letounu [8].

Obr. 3: Ukázka únavové zkoušky celého draku letounu Ae-270 [12]

BRNO 2014

21


3.1 SEKVENCE ZATÍŽENÍ Stanovení sekvence zatížení aplikované na testované komponenty může při určování únavového života hrát velkou roli. Metodou blížící se nejvíce realitě jsou zkoušky náhodným zatěžováním. Vhodnou metodou je i zatěžování v programových blocích, kde je provozní spektrum zatížení uspořádáno do částí o konstantní amplitudě. Na následujících stranách si přiblížíme všechny používané druhy zatěžování: [2]

3.1.1 ZKOUŠKY NA JEDNÉ HLADINĚ Zkouška spočívá v aplikaci zatížení s konstantními hodnotami amplitudy σa a středního napětí σm. Zatěžující cyklus má míjivý nebo pulsující charakter, jak je možné vidět na následujícím grafu:

Obr. 4: Zatížení na jedné hladině [5 str. 162] Pomocí této zkoušky se především určují S-N křivky. Používá se pro jednodušší díly, např. soustavu řízení, kormidla či motorová lože. Zkoušky tohoto charakteru jsou relativně jednoduché, avšak vlivem následného přepočtu na skutečné provozní podmínky pomocí kumulativního pravidla nepodávají spolehlivé výsledky v oblasti únavového života [8] [5].

3.1.2 PROGRAMOVÉ ZKOUŠKY Jedná se o jakýsi mezistupeň mezi zkouškami na jedné hladině a zkouškami s náhodným zatěžováním. Spektrum zatížení se nahrazuje 3÷12 hladinami zatížení, BRNO 2014

22


kde jednotlivé hladiny nahrazují velikostmi i četnostmi skutečná spektra. Výhoda těchto zkoušek spočívá ve vyšší spolehlivosti jejich výsledků [6]. U zkoušek tohoto typu je důležité pořadí aplikace jednotlivých zatěžovacích hladin. V případě konstrukcí z kovových materiálů zatížení s vysokou amplitudou aplikované na počátku zkoušky může mít za následek zlepšení únavových vlastností neodpovídající skutečnému provoznímu zatěžování. Proto je doporučováno jednotlivé hladiny pravidelně uspořádat tak, aby maximální amplituda byla umístěna uprostřed programového bloku (Obr. 5). Sekvence zatížení by také měla zahrnovat ZVZ cyklus, který reprezentuje střídání pozemních a letových zatížení v průběhu letu [5] [6].

Obr. 5: Ukázka programového bloku s konstantním středním zatížením [8 str. 146] 3.1.3 ZKOUŠKY NÁHODNÝM ZATĚŽOVÁNÍM Aplikací kumulativního pravidla při zpracování výsledků zkoušek konstantní amplitudou vznikají odchylky, které mohou mít velký dopad na výslednou životnost letounu. U zkoušek náhodným zatěžováním a programových použití kumulativního pravidla odpadá. V případě náhodného zatěžování lze navíc dosáhnout relativně věrné simulace reálných zátěžových podmínek. Dlouhodobým měřením na letounech se stanoví spektra zatížení a počet letů. Z těchto údajů se poté stanoví metodou náhodného výběru postup následností jednotlivých zatěžovacích hladin, přičemž se dodržují základní statistické charakteristiky náhodného procesu [5].

BRNO 2014

23


Takto provedené zkoušky s sebou však nesou daň v podobě rozsáhlosti, potřeby speciálních zařízení a vysoké ceny. Výhodou jsou naopak přesnější výsledky v oblasti únavového života a odhalení částí nejvíce vystavených únavovému namáhání [5]. Jako příklad sekvence zatížení pro zkoušky náhodným zatěžováním byla zvolena sekvence TWIST [4]. Jde o tzv. standardní zatěžovací sekvenci křídla dopravních letadel. Prvním krokem jejího sestavení je stanovení spekter letových a pozemních zatížení. Jedná se o průměrná spektra složená ze spekter naměřených na několika různých dopravních letounech.

Poté

následuje

transformace

standardizovaného

spektra

do

spektra

stupňovitého, ve kterém je rozpětí naměřených hodnot zatížení nahrazeno desíti hladinami. Délka bloku zatěžovací sekvence je volena tak, aby největší hodnota zatížení aplikovaná v testu nepřekročila limitní hodnotu, která se ve spektru vyskytne desetkrát během požadovaného bezpečného života letounu [2]. Dalším krokem je stanovení desíti druhů zatěžovacích letů, které se liší maximální hladinou zatížení a četnostmi zatížení (jedná se o simulaci letů za klidného počasí, lety v bouřce, atd.). Následuje sestavení sekvence zatížení, která musí dodržet následující body: [4] •

hladiny zatížení daného letu jsou aplikovány v náhodném pořadí

•

zátěž je aplikovaná v tzv. půl-cyklech

•

sekvence zatížení je pro každý let generována znovu

Obr. 6: Průběh zatížení v zatěžovacím letu H, sekvence TWIST [4 str. 30]

BRNO 2014

24


I nejkomplexněji pojaté únavové zkoušky celého draku nemohou v plné míře postihnout všechny aspekty reálných provozních podmínek. Jedná se zejména o tyto aspekty: •

Skutečná četnost provozních zatížení (nejmenší zatížení ve spektrech bývají z časových důvodů vynechána)

•

Vliv vibrací od motoru a dalších vlivů

•

Odchylky od středního napětí při provozu

3.2 APLIKACE ZATÍŽENÍ Samotné zavádění zatížení se při únavových zkouškách realizuje pomocí následujících způsobů [5] [6].

3.2.1 ZATÍŽENÍ POMOCÍ PLÁTĚNÝCH ZÁVĚSŮ Tyto závěsy (Obr. 7) se lepí na povrch draku, na potah mimo žebra nebo podélníky (předpokládané porušení potahů). Další možností je přilepení závěsů nad nosníky či žebra (předpokládané porušení nýtových spojů pod závěsem) [6] [8]. Nevýhodou této metody je omezená pevnost závěsů, nemožnost zatížení v obou směrech, vlnění potahů a velká materiálová poddajnost závěsů.

Obr. 7: Aplikace zatížení pomocí plátěných závěsů [6 str. 248]

BRNO 2014

25


3.2.2 POMOCÍ TLAČNÉHO VAHADLOVÉHO SYSTÉMU Síly se na plochu zavádějí pomocí dřevěných, gumových špalíků, jejichž pohyb je zamezen přilepením k potahu. Kvůli složitosti řízení tohoto systému zatěžování se volí omezený počet řezů ovládaných jednou tlakovou jednotkou [6] [8]. Nevýhodou této zkoušky je zejména nesymetričnost zatížení, omezené sledování sil v jednotlivých bodech, nízká frekvence zatěžování a nemožnost zatěžování tahem [8]. Především z důvodu nemožnosti zatěžování konstrukce v obou směrech se výše uvedené metody aplikace zatížení už tolik nevyužívají a jsou nahrazovány systémem objímek.

3.2.3 POMOCÍ OBJÍMEK Tyto objímky jsou slícované s obrysem řezu, na horní i dolní straně sešroubované. Jednotlivé objímky se zatěžují pomocí vahadlového systému s hydraulickými válci, které umožňují zatěžování v tahu i tlaku [6] [5]. Nevýhodou tohoto systému je možnost sklouznutí objímky a přetížení. U nás se jedná o častý způsob zkoušení, byl aplikován např. u letadel typu L39 a L159 [8].

Obr. 8: Únavová zkouška křídla pomocí objímek [9 str. 34]

BRNO 2014

26


3.3 VYHODNOCENÍ ZKOUŠKY CELÉHO DRAKU Pro stanovení tzv. bezpečné životnosti z výsledků únavových zkoušek celého draku letadla můžeme dle AC-23 použít vzorec: [2] č áž

č

ř

í ž

(1)

Střední životnost (mean test life) nelze vypočítat pomocí aritmetického průměru. Je to z důvodu logaritmicko-normálního rozdělení únavového života. Pro výpočet průměrného života je tedy možno užít následující vzorce: [2] log

ř

ř

í ž

1

í ž

! "

10$%&'(

log

ž

čá

)*ř+,!í ž -.*!.)*

(2)

(3)

Součinitelé spolehlivosti jsou statisticky odvozené konstanty, které mají za účel zohlednění rozptylu únavových vlastností konstrukce jednotlivých letounů. Ke stanovení minimální hodnoty součinitele spolehlivosti pro full-scale testy je podle AC-23 možno použít následující rovnice1: [2] č

kde:

/01

Zp

10

6 8' 23 45 7 67

(4) ,

hodnota normálního rozdělení pro pravděpodobnost dosažení limitu bezpečného života bez zjistitelné trhliny. Při pravděpodobnosti 99,9777 % je Zp = 3.511

1

σ

střední kvadratická odchylka

ns

počet testovaných vzorků

zkratka FST – full-scale test

BRNO 2014

27


Z důvodu vysoké ceny pořizování statistických dat pro určení parametru σ při zkouškách reálných konstrukcí se uvažují hodnoty převzaté z historie. Následující tabulka č. 1 nám ukazuje předepsané hodnoty střední kvadratické odchylky pro základní materiály, jak jsou specifikovány v AC-23: [2]

Tab. 1: Určení parametru σ [2 str. 15]

Materiál skládané nebo integrální konstrukce

střední kvadratická odchylka σ

Slitiny hliníku

0,14

Oceli (mez pevnosti 690 – 1380 MPa)

0,17

Oceli (mez pevnosti 1380 – 2070 MPa )

0,25

Slitiny titanu

0,20

Žadatel o únavový průkaz má možnost použít jiná data než výše uvedená, je však nutností, aby tyto hodnoty byly schváleny příslušným úřadem (v USA tuto funkci zastupuje Small Airplane Directorate Standards Office) [2]. Tabulka na následující straně (Tab. 2) nám ukazuje požadované součinitele spolehlivosti používané u vyhodnocování full-scale testů konstrukcí z hliníkových slitin. Pakliže je konstrukce vyrobena z jiného materiálu, je nutno použít výše uvedenou rovnici (4) na výpočet součinitele spolehlivosti.

BRNO 2014

28


Tab. 2: Určení součinitelů spolehlivosti pro FST [2 str. 15] Full-scale součinitelé spolehlivosti pro konstrukce ze slitin hliníku Počet testovaných kusů

Za předpokladu, že: σ = 0,14 Zp=3,511

Požadovaný součinitel spolehlivosti

1

4,96

2

4,00

3

3,70

4

3,54

Žadatelovou povinností je držet se výše uvedených nebo vypočtených součinitelů spolehlivosti. Při snížení součinitelů pod uvedené hodnoty je nutno změnit přístup ke stanovení životnosti a zahrnout prohlídky letounu typické pro metodu fail-safe. Velmi důležité je také určení počtu zkušebních kusů. Testování celého křídla je kupříkladu bráno jako zkouška dvou těles – levé a pravé části. Jako jeden zkušební exemplář se pak počítají zejména nesymetrické části draku letounu [2].

BRNO 2014

29


BRNO 2014

30

ZKOUŠKY KOMPONENTŮ

4 ZKOUŠKY KOMPONENTŮ Další možností stanovení únavové životnosti letounu je testování jednotlivých komponent draku. Jako zkoušené komponenty jsou většinou voleny únavově kritické části, např. spoje křídlo – trup, nosníky křídla apod. [2]. Velkou pozornost vyžaduje aplikované zatížení při testování. Žadatel musí prokázat, že aplikované zatížení odpovídá úplné konstrukci. Jednou z možností jak toho docílit je kontrola pomocí snímačů přetvoření. Tyto snímače se připevní na požadované místo při zkouškách statické pevnosti celého draku. Naměřené hodnoty se poté porovnají s analyticky vypočítanými a stanoví se výsledné vnitřní napětí od celé konstrukce na požadovaný díl [2].

Obr. 9: Únavová zkouška spoje pásnice hlavního nosníku křídla letounu L-410 UVP-E [13]

BRNO 2014

31

ZKOUŠKY KOMPONENTŮ

4.1 APLIKOVANÉ ZATÍŽENÍ U ZKOUŠEK KOMPONENTŮ Jednou z variant, podobně jako u testů v plném měřítku, je aplikace spektra zatížení (ve formě programové zkoušky nebo náhodného zatěžování), které adekvátně reprezentuje provozní podmínky. Další možností je aplikace zatížení s konstantní amplitudou, což je vhodné pro určení S-N křivky nebo určení životnosti na bázi kumulativního pravidla [2]. Počet exemplářů nutných k provedení zkoušky je následující: [2] •

Pokud se žadatel rozhodne použít u zkoušek komponentů spektra zatížení, předpis vyžaduje nejméně 3 vzorky reprezentující kritickou část.

•

U varianty s konstantní amplitudou je vyžadováno množství vzorků dostačující k určení S-N křivky.

4.2 SOUČINITELÉ SPOLEHLIVOSTI PRO TESTY KOMPONENTŮ Určení součinitele spolehlivosti se provádí stejně jako u full-scale testů. Následující rovnice2 nám udává nejmenší možnou hodnotu tohoto faktoru, při aplikaci spekter zatížení. [2]

č

91

1,5 <

č

/01

(5)

Další navýšení tohoto součinitele se provádí většinou u testů, které dostatečně nereprezentují provozní podmínky. Obdobně jako u testů v plném měřítku má žadatel možnost použít nižší součinitel spolehlivosti, než jaký by vyšel z výše uvedené rovnice. Svou volbu však musí obhájit u příslušného úřadu [2]. Určení součinitele spolehlivosti pro výsledky testů s konstantní amplitudou je uvedeno v následující kapitole.

2

zkratka: CT – component testing

BRNO 2014

32

VÝPOČTOVÁ ANALÝZA BEZPEČNÉ ŽIVOTNOSTI

5 VÝPOČTOVÁ ANALÝZA BEZPEČNÉ ŽIVOTNOSTI Další možnou variantou stanovení únavového života je použití kumulativního pravidla, nejčastěji Palmgren-Minerovy hypotézy kumulace poškození. Tato hypotéza byla odvozena Palmgrenem už v roce 1924 a potvrzena Minerem roku 1945 [2] [6]. Tato teorie předpokládá, že při každém cyklu nastane určité poškození, které se postupně sečítá - kumuluje. Dílčí únavové poškození lze tedy vyjádřit jako počet cyklů aplikovaných na dané hladině zatížení vydělený počtem cyklů do lomu na dané hladině zatížení. Suma těchto dílčích poškození pak dává dohromady celkové únavové poškození D, které se dle Palmgren-Minerovy hypotézy rovná nejvýše jedné. Při této hodnotě se předpokládá únavový lom. Matematicky je tato závislost vyjádřena následovně: [2] [8] A "

=

kde:

=

>

?

=?

>. . . >

A

=A

B

1,

ni

počet cyklů způsobující únavové poškození na určité hladině zatížení

Ni

počet cyklů do lomu na určité hladině zatížení

k

počet intervalů, do kterých je rozděleno spektrum zatížení3

D

celkové únavové poškození

(6)

Obr. 10: Stanovení dílčího únavového poškození dle kumulativního pravidla [5 str. 181]

3

Většinou je toto spektrum rozděleno na díly o velikosti 0,2g

BRNO 2014

33


Z řady experimentů bylo stanoveno, že konstanta D může v okamžiku lomu nabývat hodnot v rozmezí 0,5÷2,0 v závislosti na zátěžových podmínkách. Tento koeficient může mít velký vliv na spolehlivost výsledků u kalkulace únavové životnosti užitím kumulativního pravidla, a to zejména u akrobatických a zemědělských letounů [6] [2]. V praxi se pak nejčastěji setkáváme s typickou hodnotou D = 1, a to hlavně z důvodu jednoduchosti výpočtu. Z této a dalších příčin pak vznikají odchylky, které snižují přesnost výpočtu. Odchylky jsou také způsobeny: [6] •

vlastnostmi reálného materiálu (nehomogenita,..)

•

nepřesností S-N křivek u vysokocyklové únavy

•

následností různých zatížení

Odchylky způsobené výpočtem dle kumulativního pravidla demonstruje následující graf. Pro sestrojení této závislosti bylo odzkoušeno 266 vzorků včetně křídel letounů P51 a C46 [2].

Obr. 11: Porovnání experimentálních výsledků s vypočítanými dle kumulativního pravidla [8 str. 102]

BRNO 2014

34


Dnes jsou k dostání různé materiálové listy s experimentálně získanými S-N křivkami. Tato data však nemusí být přímo aplikovatelná na danou konstrukci z důvodu výskytu koncentrátorů napětí, jako jsou např. díry, spoje či ostré rohy. Konstrukce posuzované pomocí S-N křivek musí mít tedy stejné vlastnosti jako konstrukce, na kterých byla S-N závislost určena. Tyto vlastnosti jsou: [2] •

stejný materiál

•

stejný nebo podobný proces výroby dílu

•

stejné rozměry a funkce

•

stejný součinitel koncentrace napětí Kt

•

stejná hladina zatížení a zátěžové spektrum

•

stejné orientace hlavních napětí

Dalším nezbytným krokem při určování únavového života na základě výpočtové analýzy je stanovení součinitele koncentrace napětí Kt . Stanovení tohoto součinitele může proběhnout na základě již dříve naměřených dat u podobných konstrukcí za předpokladu vlastností uvedených výše. Složitější detaily pak vyžadují podrobnější analýzu daného místa, většinou pak pomocí metody konečných prvků [2]. Dle AC-23 je také nutno provést celkovou napěťovou analýzu za účelem identifikace kritických míst. Jedním z možných postupů je stejný jako již uvedený u kapitoly Zkoušky komponentů. Takto získané výsledky se potom porovnávají a korelují s výpočtovou analýzou [2].

5.1 SOUČINITELÉ SPOLEHLIVOSTI U VÝPOČTOVÉ ANALÝZY Nejistota výsledků u výpočtové analýzy má za následek použití vyšších součinitelů spolehlivosti. Hodnota součinitele potom závisí na použitém materiálu a použité S-N křivce [2]. Pro prvky z hliníkových slitin uvádí AC-23 ve své příloze křivky závislosti S-N (příloha 3). Tato data jsou určena pro prvky s obvyklým konstrukčním řešením, bez velkých zbytkových napětí a s koncentrátory se součinitelem koncentrace napětím menším než Kt = 4.

BRNO 2014

35


Použití této S-N křivky kombinované se součinitelem spolehlivosti o hodnotě 8.0 bylo spolehlivě ověřeno v provozu [2]. Pro ocelové konstrukce nebo konstrukce se smíšeným použitým materiálem platí předepsané minimum, které udává hodnotu součinitele spolehlivosti, o velikosti 8.0. Obdobně jako u testů komponentů a testů v plném měřítku má i zde žadatel možnost zažádat o snížení tohoto faktoru u příslušného úřadu [2].

BRNO 2014

36

PRODLOUŽENÍ ŽIVOTNOSTI

6 PRODLOUŽENÍ ŽIVOTNOSTI Stanovení únavové životnosti dle výše uvedených procedur nemusí mít konečnou platnost. Držitel únavového průkazu má možnost prodloužit únavovou životnost svého letounu. Metody tohoto prodloužení jsou uvedeny v následujících kapitolách [2].

6.1 PŘEHODNOCENÍ ANALÝZY BEZPEČNÉ ŽIVOTNOSTI Jednou z metod, jak toho dosáhnout, je přehodnocení analýzy bezpečné životnosti dané konstrukce. I když je většinou životnost letounu stanovena dle prvku s nejmenší životností, je jasné, že ostatní části mohou mít životnost jen o něco málo větší. Z tohoto důvodu je nutné u této metody zvýšení životnosti přepočítat celou konstrukci [2]. Nevyhnutelnou podmínkou pro tuto metodu zvýšení životnosti je znalost charakteristik konstrukce, tj. S-N křivky, součinitele koncentrace napětí apod. V případě, že byl průkaz udělen na základě výpočtové analýzy, je nejvhodnější doplnit tuto analýzu o zkoušky celého draku, popř. jednotlivých komponent. Za předpokladu zkoušky komponent nebo draku letounu s nulovým počtem nalétaných hodin, může tento postup výrazně zvýšit odhadovanou únavovou životnost [2].

6.2 APLIKACE PRVKŮ FILOSOFIE FAIL-SAFE Žadatel využitím charakteristických prvků fail-safe zvýší životnost letounu pomocí: [2] •

doplnění dalších cest přenosu zatížení do stávající konstrukce (např. instalace externích příložek pásnice nosníku)

•

prohlídky konstrukce za účelem zjištění trhlin, takto poškozené části jsou vyměněny.

•

převrtání

existujících děr pro

čepy a nýty za účelem

odstranění

nedetekovaných trhlin malých rozměrů •

použití tváření za studena v případě otvorů pro spojovací elementy či další koncentrátory napětí

• BRNO 2014

vytvoření programu prohlídek dle metodiky fail-safe 37

PRODLOUŽENÍ ŽIVOTNOSTI

BRNO 2014

38

ZÁVĚR

ZÁVĚR Úkolem této bakalářské práce bylo vyložení požadavků únavového průkazu, specifikovaných v předpisu FAR 23 a upřesněných v poradním oběžníku AC-23. V první fázi tohoto dokumentu jsme se zabývali historií a vývojem v oblasti předpisů a poté následovalo uvedení metodiky založené na bezpečné životnosti neboli safe-life. V dalších částech byly uvedeny akceptované postupy sestavení zatížení pro únavové testy a možné způsoby stanovení bezpečného života letadla. Únavový předpis FAR pt. 23 má v dnešní době velký význam, a to nejen v zemi svého původu, ale i celosvětově. Při porovnání s evropským předpisem JAR pt. 23 vydaným organizací JAA4 zjistíme, že rozdíly mezi paragrafy zabývající se únavou konstrukce letounu jsou minimální. FAR Pt. 23 lze tudíž považovat jako určité minimum pro udělení průkazu odolnosti konstrukce vůči únavě. Nejasné a nejednoznačné regule však mohou mít katastrofální dopad. Takovým příkladem může být aféra spojená s letadlem Aero Commander uvedená v úvodu. Jak je možné, že během 50 let nedokázali inženýři zabránit více než 20 nehodám tohoto letadla? Důvodem byla praxe FAA, která v minulosti umožňovala v případě nového modelu stávajícího letounu ponechat původní certifikační předpisovou základnu převzatou z modelu předcházejícího. Toto je dle Swifta [10] označováno jako grandfathering. V případě Commanderu tomu tak bylo u 27 nových modelů, které byly odvozeny ze dvou verzí certifikovaných již v 50. letech 20. století. Z toho jasně vyplývá, že chyby, ke kterým došlo u počátečních modelů, nemohly být dostatečně odstraněny. Reakcí FAA na tento trend je dohledávání takto schválených letadel a aplikování inovovaných podmínek, za kterých mohou létat. [11] [10] Udělení pevnostního průkazu je ekonomicky náročný a zdlouhavý proces. Po dokončení všech procedur je odměnou doklad o letové způsobilosti letadla, který však ještě nezaručuje provoz bez nehody. Ten je především zajištěn zdravým rozumem inženýrů a konstruktérů daného letadla a pečlivou údržbou personálu během svého letového provozu.

4

JAA dnes spadá pod úřad EASA – evropskou agenturu pro bezpečnost letectví

BRNO 2014

39

POUŽITÉ INFORMAČNÍ ZDROJE

POUŽITÉ INFORMAČNÍ ZDROJE [1] FAR Part 23: Airworthiness standards: normal, utility, acrobatic and commuter category airplanes [online]. Federal Aviation Administration, 2014[cit. 2014-05-14]. Dostupné z: http://www.ecfr.gov/cgi-bin/textidx?SID=5865a65cabe3480f45ea7ceba41dda49&node=14:1.0.1.3.10&rgn=div5#14: 1.0.1.3.10.0.59.1.4 [2] Advisory Circular: AC 23-13A [online]. Federal Aviation Administration, 2005[cit. 2014-05-14]. Dostupné z: http://www.faa.gov/regulations_policies/advisory_circulars/index.cfm/go/document.i nformation/documentID/22090 [3] JAR-23: Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes [online]. Joint Aviation Requirements, 1995[cit. 2014-05-14]. Dostupné z: http://www.jaa.nl/certification/certification.html [4] de JONGE, J.B., D. SCHÜTZ, H. LOWAK a J. SCHIJVE. Standardized load sequence for flight simulation tests on transport aircraft wing structures. 1973. [5] KAHÁNEK, Václav. Únavová životnost letadlových konstrukcí. Bratislava: ALFA, 1977, 262 s. [6] PÍŠTĚK, Antonín et al. Pevnost a životnost letadel I. Brno: VUT v Brně, 1987, 266 s. [7] REYER, Michael W. Probability basis of safe-life evaluations in small airplanes. [8] RŮŽIČKA, Milan a Jiří FIDRANSKÝ. Pevnost a životnost letadel. Praha: ČVUT, 2000, 206 s. ISBN 80-01-02254-4. [9] RYDLO, T. Druhy a metody zkoušení letadel. Brno: Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství, 2009. 45 s. Vedoucí bakalářské práce Ing. Ivo Jebáček, Ph.D.

BRNO 2014

40

POUŽITÉ INFORMAČNÍ ZDROJE

[10] SWIFT, Steve J. Structural integrity for the next millenium: 30 Years of Regulating Structural Fatigue in Light Aircraft. ICAF 99 Conference Proceedings, EMAS UK, 1999. [11] SWIFT, Steve J. Estimation, Enhancement and Control of Aircraft Fatigue Performance: The Aero Commander Chronicle. ICAF 95 Conference Proceedings, EMAS UK, 1995. [12] VÝZKUMNÝ A ZKUŠEBNÍ LETECKÝ ÚSTAV, a.s. Pevnostní zkoušky [online]. 2009 [cit. 2014-05-14]. [13] AUGUSTIN, Petr. Únavové zkoušky spoje pásnice hlavního nosníku křídla letounu L-410 UVP-E. Zpráva ENTIS.2000.35.V.F.TR. Letecký ústav FSI VUT v Brně, 2012.

BRNO 2014

41

SEZNAMY

SEZNAM OBRÁZKŮ Obr. 1: Lom hlavního nosníku křídla letadla Aero Commander z důvodu únavy materiálu ... 11 Obr. 2: Náhodný proces zatížení.............................................................................................. 19 Obr. 3: Ukázka únavové zkoušky celého draku letounu Ae-270 ............................................. 21 Obr. 4: Zatížení na jedné hladině ............................................................................................ 22 Obr. 5: Ukázka programového bloku s konstantním středním zatížením ................................ 23 Obr. 6: Průběh zatížení v zatěžovacím letu H, sekvence TWIST ............................................. 24 Obr. 7: Aplikace zatížení pomocí plátěných závěsů ................................................................. 25 Obr. 8: Únavová zkouška křídla pomocí objímek .................................................................... 26 Obr. 9: Únavová zkouška spoje pásnice hlavního nosníku křídla letounu L-410 UVP-E ....... 31 Obr. 10: Stanovení dílčího únavového poškození dle kumulativního pravidla........................ 33 Obr. 11: Porovnání experimentálních výsledků s vypočítanými dle kumulativního pravidla . 34

SEZNAM TABULEK Tab. 1: Určení parametru σ ..................................................................................................... 28 Tab. 2: Určení součinitelů spolehlivosti pro FST .................................................................. 29

SEZNAM DIAGRAMŮ Diagram č. 1: Volba metody stanovení únavového života ....................................................... 14 Diagram č. 2: Nezbytné kroky při stanovení únavového života na bázi přístupu safe-life ...... 17

SEZNAM PŘÍLOH Příloha 1: Poryvová spektra pro Personal, Executive a Acrobatic užití, jednomotorového letadla bez přetlakové kabiny...................................................................................................... I Příloha 2: Manévrovací spektra pro jednomotorové akrobatické letouny ................................ II Příloha 3: S-N křivka pro křídlo ze slitin hliníku..................................................................... III

BRNO 2014

42

PŘÍLOHY

Přílohy

Příloha 1: Poryvová spektra pro Personal, Executive a Acrobatic užití, jednomotorového letadla bez přetlakové kabiny [2 str. 44]

BRNO 2014

I

PŘÍLOHY

Příloha 2: Manévrovací spektra pro jednomotorové akrobatické letouny [2 str. 52]

BRNO 2014

II

PŘÍLOHY

Příloha 3: S-N křivka pro křídlo ze slitin hliníku [2 str. 76]

BRNO 2014

III

BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING

Recommend Documents