Zarys metody szacowania eksploatacyjnej trwałości zmęczeniowej elementów konstrukcji lotniczych i jej weryfikacja doświadczalna

• Autorzy: Tomaszek H. , Żurek J. , Kłysz S.

Warianty tytułu

EN

A method to estimate operational fatigue life of aeronautical structural components and experimental verification thereof - an outline

• Języki publikacji: PL

Abstrakty

PL

W pracy podjęto próbę szacowania trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji i poddano ją weryfikacji w oparciu o badania doświadczalne próbek. Przyjęto zatem, że elementem konstrukcji jest badana próbka, a obciążenie eksploatacyjne jest symulowane w postaci zadanego schematu obciążenia. Parametry wykorzystywane w metodzie wyznaczono na podstawie analizy wyników badania próbek i własności zadanego widma obciążeń. Zastosowana metoda szacowania trwałości zmęczeniowej jest ujęciem probabilistycz-nym, bazującym na wzorze Parisa na prędkość propagacji pęknięcia i równaniach różni-cowych, z których po przekształceniu uzyskuje się równanie typu Fokkera-Plancka. Roz-wiązaniem tego równania jest poszukiwana funkcja gęstości długości pęknięcia, zależna od czasu eksploatacji obiektu lub liczby cykli obciążenia. Wykorzystując otrzymaną funkcję gęstości, określono zależność na prawdopodobieństwo nieprzekroczenia stanu granicznego (dopuszczalnego) długości pęknięcia w funkcji liczby cykli obciążenia. Otrzymaną zależność po unormowaniu zastosowano do oszacowania trwa-łości zmęczeniowej dla danych z badań doświadczalnych próbek ze stopu tytanu. W artykule przyjęto nomenklaturę lotniczą, zakładając, że badany element jest częścią statku powietrznego - dla wykazania możliwości konkretnej aplikacji opracowanego modelu.

EN

The study presents an attempt to estimate fatigue life of structural components with further verification of the applied method by means of testing the specimens taken. Therefore, it has been assumed that a specimen subjected to tests is a structural component of a real system, and operational loads have been simulated in the form of a predefined loading scheme. All parameters necessary for the method have been derived from the analyses of both the specimens subjected to tests and properties of the preset load spectrum. The applied method of fatigue life estimation represents a probabilistic approach based on the Paris formula for the crack growth rate, and on difference equations that after some transformation result in an equation of the Fokker-Planck type. A probability density func-tion of a crack length is a solution to this equation and depends on either the total time of operating the component in question or the number of load cycles applied. The probability density function of a crack length has been used to find out a formula for the probability of not exceeding the permissible crack length against the number of load cycles. The derived relationship has been applied after normalization to estimate fatigue life as based on results of experimental examination of specimens made from titanium alloy. The nomenclature of the aeronautical engineering is used throughout the paper due to the assumption that the component exposed to tests represents a part of an aircraft. This, in turn, has been intended to show some specific application(s) of the formulated model.

Słowa kluczowe

PL

niezawodność; trwałość zmęczeniowa; stan graniczny; widmo obciążenia; współczynnik intensywności naprężeń

EN

reliability; fatigue life; critical condition; load spectrum; stress intensity factor

• Wydawca: Wydawnictwo Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
• Czasopismo: Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
• Rocznik: 2008
• Tom: nr 23
• Strony: 65--75
• Opis fizyczny: pol.,s.77--88ang.,Bibliogr.7poz.,rys.,tab.

Twórcy

autor

Tomaszek H.

autor

Żurek J.

autor

Kłysz S.

• Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Bibliografia

• 1. Bukowski L., Kłysz S., Lisiecki J.: Badania propagacji pęknięć zmęczeniowych i bada-nia mikroskopowe stali N18K9M5TPr i stopu tytanu WT3-1. Sprawozdania ITWL BT 12323/I, Warszawa 1998.
• 2. Fuchs H.O., Stephens R.I.: Metal fatigue in engineering. A Wiley-Interscience Publica-tion, 1980.
• 3. Kłysz S.: Szacowanie trwałości wybranych materiałów i elementów konstrukcji lotni-czych w zakresie rozwoju pęknięć zmęczeniowych. „Prace Naukowe ITWL” 1999, nr 5.
• 4. Kłysz S.: Wpływ przeciążeń na rozwój pęknięć zmęczeniowych w wybranych materia-łach lotniczych. „Prace Naukowe ITWL” 2002, nr 15.
• 5. Murakami Y.: Stress intensity factors handbook. Pergamon Press, 1987.
• 6. Szczepanik R., Tomaszek H., Jasztal M.: Zarys metody wyznaczania ryzyka uszkodze-nia i trwałości zmęczeniowej wybranych elementów konstrukcji lotniczych w warunkach eksploatacji z zastosowaniem wzoru Parisa dla m≠2. „ZEM” 2007, nr 3 (151), s. 99÷110.
• 7. Tomaszek H., Żurek J., Jasztal M.: Zarys metody oceny trwałości zmęczeniowej wy-branych elementów konstrukcji w warunkach eksploatacji widma obciążenia dla wzoru Parisa o wykładniku m≠2. „ZEM” 2007, nr 3 (151). s. 89÷97.