Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Eddy current techniques for detecting hidden subsurface defects in multilayer aircraft structures

Uchanin Valentyn

Transactions on Aerospace Research

|

2022

|

Nr 2 (267)

69--79

EN

In-service non-destructive inspection (NDI) is a very important part of the aircraft maintenance program that minimizes aircraft breakdowns due to the fracture of critical components. The eddy current (EC) NDI method is one of the most applicable methods for this purpose, due to its high sensitivity to fatigue cracks and corrosion damage in the main structural materials. In this paper, selective double differential type EC probes characterized by the enhanced possibility of detecting subsurface cracks initiated by fatigue or stress corrosion phenomena are presented. For different applications, a family of double differential type EC probes was developed with different sizes (from 5 to 33 mm) and different spatial resolutions. These types of probes are characterized by different operational frequencies in a wide frequency range (from 0.2 kHz to 1.0 MHz), high penetration depth and unique sensitivity to subsurface defects of different types (like elongated fatigue cracks or local corrosive pitting), and a high level of specific noise suppression concerned with the scanning inspection procedures. The EC probes proposed were investigated as effective tools for characteristic aircraft applications concerned with subsurface defect detection in multilayer structures, such as the detection of cracks in the second layer of a riveted two-layer structure or cracks initiated on the side surface of a multilayer structure with the suppression of the reinforcing hoop influence; the detection of subsurface defects in arc welding with a rough surface; the detection of cracks through repair patches fabricated from aluminum alloy or carbon fiber reinforced plastic, etc. These techniques create remarkable possibilities for the well-timed detection of dangerous damage without disassembling the aircraft structure or removing protective coating.

2

Enhanced Eddy Current techniques for detection of surface-breaking cracks in aircraft structures

Uchanin Valentin

Transactions on Aerospace Research

|

2021

|

Nr 1 (262)

1--14

EN

Well-timed detection of the defects (e.g., fatigue cracks and corrosive damages) in aircraft structures is the question of vital importance. Periodic in-service non-destructive inspection (NDI) is necessary to prevent expensive aircraft breakdowns during in-service life. Eddy current (EC) NDI method have many advantages for in-service aircraft inspection due to high mobility and the possibility to detect fatigue cracks without direct contact with the inspected surface (even through a protective coating withou tremoval). Last decades some enhanced EC techniques were developed for aircraft in-service inspection in the Karpenko Physico-Mechanical Institute of National Academy of Sciences (Lviv) in collaboration with Ukrainian and foreign aircraft companies. Proposed earlier EC efficiency coefficient was applied for the selection of the ferrite-core EC probe parameters. Investigations concerned with the crack detectability for single-coil EC probes of different sizes were carried out to improve the inspection procedures. The sensitivity of the developed single-coil EC probe was experimentally investigated. The possibility to distinguish the signals associated with detected defect and lift-off was shown. The new inspection procedure was proposed for full suppression of the noise concerned with the rivet edge influence. The high-frequency EC flaw detector of Leotest VD 3.03 type based on self-generator mode andminiature single-coil EC probes application was developed for detection of the surface-breaking fatigue cracks. The original scheme of double-circuit self-generator with intermittent oscillations was invented and investigated. The pulse-repetition frequency of high-frequency oscillations was used as an informative parameter. The important feature of the developed self-generating scheme is the effective suppression ofthe lift-off influence (the changes of the clearance between the EC probe and the inspected object surface during the scanning). Developed EC flaw detectors of Leotest VD 3.03 type and inspection procedures were successfully implemented into the maintenance practice for detection of the fatigue cracks initiated in the wing and the fuselage structures and aviation engines in many companies such as ANTONOV AIRCRAFT, Lviv State Aircraft Repair Plant, Konotop aircraft repair plant «AVIAKON», Ukrainian International Airlines, MOTOR-SICH, State Enterprise “IVCHENKO-PROGRESS”, etc.

PL

Odpowiednio wczesne wykrywanie defektów (np. pęknięć zmęczeniowych i uszkodzeń korozyjnych) w strukturach lotniczych jest zagadnieniem o kluczowym znaczeniu. Okresowa eksploatacyjna kontrola nieniszcząca (NDI) jest konieczna, aby zapobiec kosztownym awariom samolotu w trakcie jego eksploatacji. Metoda wiroprądowa (EC) NDI ma wiele zalet dla kontroli samolotów w trakcie eksploatacji ze względu na wysoką mobilność i możliwość wykrywania pęknięć zmęczeniowych bez bezpośredniego kontaktu z badaną powierzchnią (nawet przez powłokę ochronną bez jej usuwania). W ostatnich dziesięcioleciach w Instytucie Fizyko-Mechanicznym Narodowej Akademii Nauk im. Karpenki (Lwów), we współpracy z ukraińskimi i zagranicznymi firmami lotniczymi, opracowano udoskonalone techniki EC do kontroli eksploatacyjnej samolotów. Zaproponowany wcześniej współczynnik efektywności EC został zastosowany do doboru parametrów ferrytowo-rdzeniowej sondy EC. Przeprowadzono badania dotyczące wykrywalności pęknięć dla jednocewkowych sond EC o różnych rozmiarach w celu poprawy procedur kontroli. Doświadczalnie zbadano czułość opracowanej sondy jednowstęgowej EC. Wykazano możliwość rozróżnienia sygnałów związanych z wykrytym defektem i lift-off. Zaproponowano nową procedurę inspekcyjną umożliwiającą pełne wyeliminowanie szumów związanych z oddziaływaniem krawędzi nitów. Opracowano wysokoczęstotliwościowy detektor wad EC typu Leotest VD 3.03 oparty na trybie samogeneratora i zastosowaniu miniaturowych jednocewkowych sond EC do wykrywania pęknięć zmęczeniowych pękających powierzchniowo. Wynaleziono i zbadano oryginalny schemat dwuobwodowego samogeneratora z przerywanymi oscylacjami. Jako parametr informacyjny wykorzystano częstotliwość powtarzania impulsów oscylacji o wysokiej częstotliwości. Istotną cechą opracowanego schematu samogenerującego jest skuteczne tłumienie wpływu zjawiska lift-off (zmiany prześwitu pomiędzy sondą EC a powierzchnią badanego obiektu podczas skanowania). Opracowane wykrywacze wad EC typu Leotest VD 3.03 oraz procedury kontrolne zostały z powodzeniem wdrożone do praktyki obsługowej w celu wykrywania pęknięć zmęczeniowych inicjowanych w strukturach skrzydeł i kadłuba oraz silnikach lotniczych w wielu firmach, takich jak ANTONOV AIRCRAFT, Lwowskie Państwowe Zakłady Remontu Samolotów, Konotopskie Zakłady Remontu Samolotów "AVIAKON", Ukraińskie Międzynarodowe Linie Lotnicze, MOTOR-SICH, Przedsiębiorstwo Państwowe "IVCHENKO-PROGRESS", itp.

3

Design and Optimisation of Fuel Tanks for BWB Configurations

Goraj Z.

Archive of Mechanical Engineering

|

2016

|

Vol. LXIII, nr 4

605--617

EN

This paper describes assumptions, goals, methods, results and conclusions related to fuel tank arrangement of a flying wing passenger airplane configuration. A short overview of various fuel tank systems in use today of different types of aircraft is treated as a starting point for designing a fuel tank system to be used on very large passenger airplanes. These systems may be used to move fuel around the aircraft to keep the centre of gravity within acceptable limits, to maintain pitch and lateral balance and stability. With increasing aircraft speed, the centre of lift moves aft, and for trimming the elevator or trimmer must be used thereby increasing aircraft drag. To avoid this, the centre of gravity can be shifted by pumping fuel from forward to aft tanks. The lesson learnt from this is applied to minimise trim drag by moving the fuel along the airplane. Such a task can be done within coming days if we know the minimum drag versus CG position and weight value. The main part of the paper is devoted to wing bending moment distribution. A number of arrangements of fuel in airplane tanks are investigated and a scenario of refuelling – minimising the root bending moments – is presented. These results were obtained under the assumption that aircraft is in long range flight (14 hours), CL is constant and equal to 0.279, Specific Fuel Consumption is also constant and that overall fuel consumption is equal to 20 tons per 1 hour. It was found that the average stress level in wing structure is lower if refuelling starts from fuel tanks located closer to longitudinal plane of symmetry. It can influence the rate of fatigue.

PL

W pracy przedstawiono założenia, cele, metody, wyniki i wnioski dotyczące układu zbiorników paliwowych dla projektu samolotu pasażerskiego w konfiguracji BWB, t.j. kadłuba przechodzącego płynnie w skrzydło. Zamieszczono krótki przegląd współczesnych układów zbiorników paliwowych, które mogą stanowić punkt wyjściowy do projektu systemu paliwowego dla dużych samolotów pasażerskich. Takie systemy powinny umożliwiać przepompowywanie paliwa w celu zachowania położenia środka masy samolotu w akceptowalnych granicach, ze względu na warunki równowagi oraz stateczności samolotu. Wraz ze wzrostem prędkości środek parcia przesuwa się do tyłu samolotu i dla zachowania równowagi podłużnej zmianie ulega wychylenie sterów wysokości, trymera lub tzw. elewonów. Aby uniknąć nadmiernego wzrostu oporów wyważenia paliwo powinno być przepompowywane ze zbiorników położonych z przodu do zbiorników położonych w tylnej części samolotu. W tym celu obliczono zmianę oporu minimalnego w funkcji położenia środka masy i ciężaru samolotu. Główna część pracy jest poświęcona analizie rozkładu momentów gnących skrzydła w funkcji wypełnienia zbiorników paliwowych. Zbadano kilkanaście różnych wariantów wypompowywania paliwa ze zbiorników umieszczonych w skrzydle i zminimalizowano wartości momentów gnących u nasady skrzydła. Optymalizacje przeprowadzono przy założeniu, że samolot wykonuje długotrwały lot (14 godzin), ze współczynnikiem siły nośnej CL = 0:279 i przy stałym jednostkowym zużyciu paliwa (SFC = 20 ton na 1 godz = const). Stwierdzono, że średni poziom naprężeń w strukturze dźwigara głównego skrzydła jest najmniejszy jeżeli wypompowywanie paliwa rozpocznie się od zbiorników zlokalizowanych jak najbliżej pionowej płaszczyzny symetrii samolotu, czyli u nasady skrzydeł. Minimalizacja naprężeń może mieć istotny wpływ na zmniejszenie zmęczenia dźwigarów.

4

Reliability at the checkpoints of an aircraft supporting structure

Woch M., Kurdelski M., Matyjewski M.

Eksploatacja i Niezawodność

|

2015

|

Vol. 17, no. 3

457--462

EN

For complex systems, such as the structure of an aircraft, the implementation of prognostic and health management techniques can effectively improve system performance. This paper presents some recent results of research on risk assessment for aircraft structures and intends to show the procedures of reliability calculation for a point of aircraft structure as an object under investigation. In this paper, the ways to determine failure rate and failure probability at the location of interest have been presented based on the example of the PZL-130 TC II ORLIK aircraft structure. The results can be applied to optimize the process of aircraft flight authorization, while ensuring safety during operations.

PL

W przypadku złożonych systemów, jakim jest struktura samolotu wdrożenie technik prognostycznych oraz zarządzania czasem zdatności do eksploatacji może skutecznie poprawić wydajność systemu. Celem publikacji jest przedstawienie metody oceny niezawodności konstrukcji lotniczych oraz odpowiedniej procedury obliczeń wraz z ostatnimi wynikami badań. W niniejszej pracy określono chwilową intensywność uszkodzeń oraz prawdopodobieństwo awarii w wybranych miejscach struktury samolotu PZL130 TC II ORLIK. Uzyskane wyniki mogą być zastosowane do optymalizacji procesu dopuszczenia statków powietrznych do lotów, przy jednoczesnym zapewnieniu bezpieczeństwa ich eksploatacji.

5

Rygory prawne dotyczące pokazu lotniczego

Tokarski M.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

|

2013

|

Nr 2

139--155

PL

Pokazy lotnicze towarzyszyły społeczeństwu od pierwszych lat istnienia lotnictwa cywilnego oraz lotnictwa wojskowego. Niezależnie też od zaawansowania technologii w zakresie konstrukcji statków powietrznych zawsze wzbudzały zainteresowanie opinii publicznej. Istnieje jednak od lat niezwykle istotny problem, jak całkowicie wyeliminować niebezpieczne zdarzenia lotnicze. Każde pokazy lotnicze łączą się z ryzykiem wystąpienia zagrożenia dla: załogi statku powietrznego, samego statku powietrznego, widzów pokazów lotniczych, osób postronnych oraz mienia. Z tego względu poszczególne państwa dążą do ujęcia procedury pokazów lotniczych w obowiązujące normy prawne.

EN

Air shows have accompanied people since the very beginning of civilian and military aviation. Irrespective of the technological advancement in the design of aircraft structure, they have always been met with great interest of the public. However, there has been a relevant question connected with air shows which is if and how hazardous air incidents can be completely eliminated. For each air show has the danger incorporated in it and this danger pertains to the crew, the aircraft, spectators, bystanders and property. Therefore, countries tend to subsume the procedures connected with air shows and express them in the form of valid regulations.

6

Zastosowanie technologii FSW w strukturach aluminiowych

Lacki P., Derlatka A.

Obróbka Plastyczna Metali

|

2013

|

T. 24, nr 3

205--218

PL

W pracy omówiono zastosowanie technologii zgrzewania tarciowego z mieszaniem do budowy aluminiowych struktur lotniczych. Przedstawiono sposób badania złączy FSW w celu określenia wytrzymałości na rozciąganie. Dokonano oceny mikrostruktury złącza. W celu określenia obciążeń działających na złącze FSW przeprowadzono obliczenia numeryczne. W pracy podano wyniki analizy numerycznej fragmentu struktury aluminiowej stosowanej w konstrukcjach lotniczych. Analizę numeryczną przeprowadzono dla dwóch kategorii struktur, różniących się geometrią. Pierwsza analizowana struktura zbudowana jest z arkusza blachy, ramek, podłużnic i podpórek. Druga analizowana struktura składa się z blachy, podłużnic i podpórek. W każdej kategorii analizowanych struktur rozważano model powierzchniowy i objętościowy. Oceniano przemieszczenia oraz naprężenia w warunkach obciążenia ciśnieniem działającym prostopadle do powierzchni blachy.

EN

The paper discusses the application of friction stir welding technology for the construction of aluminum aircraft structures. The method of testing FSW welds to determine their tensile strength is presented. An assessment of the weld microstructure was conducted. To determine the loads acting on the FSW weld, numerical calculations were carried out. This paper presents the results of numerical analysis of a part of the aluminum structure used in aircraft construction. Numerical analysis was carried out for two categories of structures with different geometry. The first analyzed structure is made of sheet metal, frames, stringers and supports. The second analyzed structure consists of sheet metal, stringers and supports. Within each of the analyzed structures, surface and volume models were considered. Displacement and stress were evaluated in conditions of pressure load acting perpendicularly to the sheet surface.

7

Badania dynamiczne lotniczych struktur kompozytowych z wykorzystaniem dedykowanego oprogramowania komputerowego

Rodzewicz M, Janiszewski J, Koperski W, Leszczyński P

Mechanik

|

2012

|

R. 85, nr 7CD

869--876

PL

W pracy opisano wybrane wyniki badań dynamicznych, fragmentów konstrukcji kompozytowych dźwigarów lotniczych. Badania przeprowadzono metodą strzelania wybranymi pociskami amunicji strzeleckiej małego kalibru. Próby wykonano na specjalistycznym stanowisku badawczym. Przebieg prób zarejestrowano za pomocą kamery do rejestracji procesów szybkozmiennych. Przy użyciu dedykowanego oprogramowania komputerowego podjęto próbę określenia oddziaływania amunicji strzeleckiej na tego typu lotniczą strukturę kompozytową.

EN

This paper describes selected results of the dynamic research parts of the structure of composite aviation spars. The study was conducted by shooting selected small-caliber arms ammunition. Tests were performed on a specialized test stand. The course attempts recorded with the camcorder for recording fast-changing processes. Using dedicated software attempts to determine the impact of small arms ammunition for this type of aviation composite structure.

8

Prognozowanie rozwoju układów statku powietrznego etapem procesu projektowania statków powietrznych

Kachel. S., Kozakiewicz A.

Mechanik

|

2011

|

R. 84, nr 7(CD)

353-364

PL

W artykule zaprezentowano podstawy metodyki prognozowania rozwoju, zmiany kluczowych parametrów eksploatowanych samolotów i zespołów napędowych, których techniczny i technologiczny rozwój wskazuje nowe drogi w procesie projektowania i optymalizacji konstrukcji lotniczych. Przedstawiono metodyczne podejście do tworzenia dynamicznych szeregów rozwoju obiektów, ich głównych parametrów niosących niezbędne informacje eliminujące błędne kierunki w procesie projektowania i modernizacji struktur lotniczych.

EN

In this paper predicting development methodology basics and maintenanced airplane and aircraft engine key parameters changes were presented. This technical and technological development indicates new ways in design and optimization process of aircraft structures. A methodical approach to create a dynamic series of objects development, their main parameters which contain necessary information to eliminate incorrect trends in design and modernization of aero structures was presented.

9

The Fatigue Life Assessment of PZL-130 Orlik Structures Based on Historical Usage Data

Leski A., Klimaszewski S., Kurdelski M.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2009

|

Iss. 1

131--139

EN

Material fatigue is the basic factor limiting aircraft's durability. It comes from the fact that changing loads affect aircraft structure as well as from the fact that aircraft’s mass restrictions do not allow for diminishing stress to the level when material fatigue does not occur. Estimating fatigue durability of a particular structure as well as its actual fatigue damage degree is possible when the history of loads affecting the structure is known. Accuracy of loads monitoring influences the accuracy of indicated fatigue wear. In case of older structures, which have been maintained according to safe life principle, the number of hours have been commonly used as a fatigue wear indicator. After aircraft structure reaches flying time estimated by the produces, it is considered as fatigue wear and it is no longer in service. In case of a lack of results of loads spectrum measurements, results of tests conducted for other aircraft (of similar structure and assignment) can be used. For this purpose, average loads spectrum has been elaborated for particular aircraft groups, for example, HELIX, FELIX, FALSTAFF, ENSTAFF, TWIST(10). In the case of small aircraft, the data from FAA (2) report have been often used. This article describes the way of fatigue wear estimation for PZL-130 Orlik aircraft on the basis of historical data from flight recorders.

10

Numerical analysis of the metal-composite joints

Derewońko A., Cielęta R.

Journal of KONES

|

2008

|

Vol. 15, No. 1

39-50

EN

The development and implementation of the new technologies and materials are one of the conditions allowing improving the aircraft structures. The composite materials enable to reduce the aircraft weight and keep appropriate strength and fatigue properties. Application of the composite materials in the wing elements, and metal alloys in assemblies of the aircraft fuselage requires elaboration of the appropriate method for technology joining metal and composite. Bonding eliminates breakages in the composite plies which are initiated during assembly process of the structure with mechanically fastened joints e.g. bolts [1]. The strength and stiffness of the composite depend on shape and direction of the fibre which carry the tensile and compression stresses. Shear stress and strength of the composite depend on the resin system. Therefore, the use of composites brings more complicated design approach compare to metal. The aim of the study is tofind appropriate method to determine the failure loading of the metal-composite aircraft wing pivot fitting. Numerical and laboratory investigations for metal-composite joints are presented. Interaction between the composite plies is modelled as the contact problem. It allows determining the strain and stress at the contact surfaces and stress concentration fields. Contact modelling technique is also applied to model interface between metal and composite. Engineering approach to the model full-scale co-curing triple stepped lap joint is presented. The professional engineering software tools are used to create accurate models. Tensile tests of the metal-composite joint were carried out to verify the numerical analysis methods.

11

Modelowanie i analiza MES technologicznego procesu nitowania pokryć lotniczych

Szymczyk E., Jachimowicz J., Sławiński G., Derewońko A.

Górnictwo Odkrywkowe

|

2008

|

R. 49/2, nr 4-5

88-94

PL

Połączenia nitowe są nadał szeroko stosowane w przemyśle lotniczym. O stanie połączenia decyduje nie tylko obciążenie eksploatacyjne, ale również sposób jego wykonania. Dlatego należy uwzględnić wypływ czynników konstrukcyjnych, materiałowych a przede wszystkim technologicznych na wytrzymałość połączenia. Przedstawiono trzy warianty symulacji zakuwania na prasie nitu grzybkowego w celu wyznaczenia rozkładów oraz wartości naprężeń wstępnych w połączeniu nitowym, a tym sann oceny stopnia wypełnienia otworu nitowego.

EN

The riveted joints are still commonly used in aircraft structures. Manufacturing process as well as service load has an important influence on the strength of the joint The effect of the design, material and rivet manufacturing factors on fatigue performance of the riveted joint should be considered. Three cases of simulation of the riveting process are presented in the paper. The stress and strain states around the rivet hole after riveting are compared.

12

Planning inspections in service of fatigue-sensitive aircraft structure components for initial crack detection

Nechval K. N., Nechval N. A., Berzins G., Purgailis M.

Eksploatacja i Niezawodność

|

2007

|

nr 3

76-80

EN

Based on a random sample from the Weibull distribution with unknown shape and scale parameters, lower and upper prediction limits on a set of m future observations from the same distribution are constructed. The procedures, which arise from considering the distribution of future observations given the observed value of an ancillary statistic, do not require the construction of any tables, and are applicable whether the data are complete or Type II censored. The results have direct application in reliability theory, where the time until the first failure in a group of m items in service provides a measure regarding the operation of the items, as well as in service of fatigue-sensitive aircraft structures to construct strategies of inspections of these structures; examples of applications are given.

13

Fretting w konstrukcjach lotniczych

Jachimowicz J., Kajka R., Kaniowski J., Karliński W.

Tribologia

|

2005

|

nr 3

97-108

PL

Zmęczenie cierne często jest przyczyną przedwczesnego zniszczenia zmęczeniowego konstrukcji. W artykule omówiono typowe rozwiązania konstrukcyjne, w których może wystąpić fretting. Dla ilustracji tego zjawiska wybrano przykłady obiektów lotniczych, których trwałość została istotnie zmniejszona z powodu wystąpienia efektu frettingu: skrzydło samolotu i wirnik silnika lotniczego.

EN

Fretting fatigue proceeds when a pair of structural elements are in contact and cyclic stress and relative displacement occur along their contact surfaces. These fretting conditions are observed in bolted and riveted joints, in shrink-fitted shaft couplings, in the blade-dovetail regions of turbomachinery and in the coil wedges of turbine generator rotors as shown in Tab. 1. Under these fretting conditions the fatigue strength decreases less than one-third of that under non fretting conditions. The strength is reduced because of the concentration of contact stresses such as contact pressure and tangential stress at the contact edge, where the fretting fatigue crack forms and propagates.