Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

Znaleziono wyników: 1

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: elementy konstrukcji lotniczych

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Wybrane zagadnienia trwałości zmęczeniowej elementów konstrukcji lotniczych.

Kłysz S.

Zagadnienia Eksploatacji Maszyn

2003

Vol. 38, nr 2

117-137

Dokonano przeglądu współcześnie rozwijanych metod badań zmęczeniowych i stosowanych do analiz trwałości elementów konstrukcji lotniczych. Podano ogólną charakterystykę zagadnień wytrzymałości zmęczeniowej, a w szczególności algorytmy postępowania przy ocenie trwałości zainicjowania pęknięć zmęczeniowych i trwałości propagacyjnej. Dla przykładu przedstawiono wyniki analiz trwałościowych dla łopatki sprężarki silnika lotniczego i połączenia skrzydło-kadłub samolotu.

The overview of present methods of fatigue tests and those used to analyse durability of aircraft structural components has been made. A general description of fatigue strength issues has been offered. It was indicate that structural components durability questions are interdisciplinary problem. It links many scientific fields of knowledge - from mechanics, physics and mathematics to material engineering, process engineering and logistics. Many numerical techniques (as finite elements method, neuron net method), models and methods are use and develop to solve strength and operating endurance problems. In engineering practice standard load sequences for strength and fatigue analysis are use. In particular, in this paper the algorithms of how to proceeds to estimate endurance strength to crack initiation and under crack propagation condition have been described. First one is based on cyclic strain curve, Manson-Coffin relationship for tested material and requires adequate damage counting method selection. For each cycle of load spectrum there is calculated local strain range and the corresponding number of cycles to failure is estimated. Then the damage caused by this cycle is calculated. Sum of partial damages gives durability to crack initiation. Second one is connected with well estimated propagation law and retardation model parameters. Crack increasing is calculated for each load cycle, taking into account load sequence and retardation effects. Both algorithms require real material characteristics and load spectrum data. Some results of these analyses for jet-engine compressor blade and aircraft wing joint have been given as examples. The influence of different load spectrum on fatigue durability has been analyzed. In particular, acing and instability effects for compressor blades and pilotage technique for aircraft wing joint have been considered.