Naslov (eng)

Fatigue life analysis of damaged light aircraft wing-fuselage fitting: doctorial dissertation : doctoral dissertation

Autor

Solob, Abdussalam Yuosef, , 74978313

Doprinosi

Grbović, Aleksandar, 1970-, 12800359
Sedmak, Aleksandar, 1955-, 12447079
Kastratović, Gordana, 1973-, 12859751

Opis (eng)

Mechanical Engineering - Aerospace Engineering / Област техничких наука, машинство - Ваздухопловсво Datum odbrane: 30.09.2021.

Opis (srp)

Pin-loaded attachment lugs are the most responsible for wing-to-fuselage load transfer during the flight and, therefore, their structural integrity is crucial for overall aircraft safety. The potential failure of the wing-fuselage attachment lug would almost certainly result in wing loss and, subsequently, loss of life. As a result, special attention must be devoted to the fatigue design of these parts. Since lugs are the most heavily loaded components, their load-bearing capacity must be checked in accordance with recommendations defined by aviation regulations. During the service, the highest stresses are expected to occur in the region around the attachment lug’s hole; thus, potential fatigue damage could occur and spread in this area. To prevent this, materials used in the wing-fuselage attachment manufacturing are expensive high strength fatigue-resistant alloyed steels and according to Federal Aviation Administration (FAA) regulations these attachments are not the subject of experimental verifications since they are designed as safe-life components. However, some recent events in commercial aviation indicate that damages in the wing-fuselage attachment might occur quite unexpectedly. Cracks were found on the pickle forks (parts of the wingfuselage attachment of Boeing 737NG jets) with less time in service than meets the threshold for mandatory inspections. The cracking issue has led many airlines to check their airplanes and it’s reported that approximately 50 jets have been grounded worldwide in a search of a solution for this problem. Thus, numerical investigation of this kind of attachment is absolutely justified since the evaluation of aircraft safety is of the highest importance. The research presented in this thesis was based on three main steps: i) analytical evaluation of loads acting on the wing of the light aerobatic aircraft during the flight, ii) experimental analysis of real aerobatic aircraft wing under presumed loads, and iii) numerical evaluation – based on the use of the extended finite element method (XFEM) and finite element method (FEM) – of stress intensity factors (SIFs) in the case of fatigue crack occurrence in the wing-fuselage attachment lug (SIF values are the most important for fatigue life estimation). All three steps are connected since the results of one step are used in others with the ultimate goal: to achieve the best design of lugs which will significantly increase the fatigue life of damaged lug and prevent catastrophic consequences. Experimental analysis of full-scale wing was carried out for the purpose of numerical model verification. Comparisons of deformations measured and deformations calculated in FE simulations of aircraft wing deflection under load showed very good agreement, also confirming that loads acting on the wingfuselage attachment lug were accurately evaluated in the analytical step. The detailed analysis has shown that the total maximum axial force transferred to lug by pin would be Pax,max = 208,830.7 N, whereas the maximum transverse force would be Ptr,max = 20,177.3 N. Then, to demonstrate how dangerous the crack appearance could be and to estimate the residual strength and fatigue life of the cracked component, a finite element model of the actual attachment lug was made, and analyses were carried out using the maximum forces. It was assumed that due to very high stress both the corner crack and through crack may appear in the lug, i.e. that there is a possibility of damage presence which does not spread throughout the whole thickness of the lug and a possibility of the appearance of damage through the whole thickness. The idea was to compare the growth of the corner crack with the growth of the through crack, both located at the same position, and then to assess the risk of losing the integrity of wing-fuselage attachment once the crack has occurred. The calculated number of cycles to complete failure (obtained with the help of Paris law and using XFEM in Abaqus) was – as expected – low, confirming the fact that the actual attachment lugs must be redesigned using a fail-safe approach. The assessment of obtained values of a number of cycles in XFEM analysis might be a problem since the experimental data are missing; thus, classical FEM was used to evaluate the number of cycles obtained by XFEM. The same geometry was imported into Ansys Workbench and the simulation based on the use of Unstructured Mesh Method (UMM) and Separating Morphing and Adaptive Remeshing Technology (SMART) was carried out, achieving very similar results. Differences in calculated mean values of SIFs are not significant (XFEM results are somewhat higher), while the evaluated number of cycles in Ansys is close to the number obtained using XFEM. It is important to point out that – unlike the XFEM where the same mesh is used through the whole simulation – mesh around the crack front in Ansys changes and adapts with every growth step for the purpose of better capturing the field values around the crack front nodes. Finally, after completing the above-mentioned three steps, in the final phase of work alternative designs of the wing-fuselage attachment were analyzed with the goal of achieving longer fatigue life of the damaged lug (fail-safe approach). Several geometrical parameters have been changed during the redesign process with a predefined target: increase of the number of cycles until complete failure. The new proposed design of lug brings increased mass (but not a significant increase when compared to the mass of whole attachment), but significantly improved fatigue life which reduces the possibility of lug failure before the crack is observed in regular maintenance inspections.

Opis (srp)

Ушке окова са носећом осовиницом најодговорније су за пренос оптерећења са крила на труп током лета, па је њихов структурни интегритет кључан за укупну безбедност летелице. Потенцијални лом ушки окова везе крило-труп скоро сигурно би резултирао губитком крила и, последично, губитком живота путника. Због тога се посебна пажња мора посветити пројектовању ових елемената са аспекта лома услед замора. С обзиром да су ушке најоптерећенији делови окова, њихова носивост се мора проверити у складу са препорукама дефинисаним ваздухопловним прописима. Очекује се да ће током радног века доћи до појаве великих напрезања у области око отвора ушки; стога би се у овом подручју могле појавити и проширити прслине као резултат замора материјала. Да би се то спречило, материјали који се користе у производњи окова везе крило-труп јесу легирани челици високе чврстоће отпорни на замор и према прописима Федералне управе за ваздухопловство (ФАА) окови нису предмет експерименталних провера јер се пројектују као тзв. safe-life компоненте на којима током века није дозвољена појава било каквог оштећења. Међутим, неки недавни догађаји у комерцијалном ваздухопловству указују на то да би оштећења на вези крило-труп могла настати сасвим неочекивано. Откривене су прслине на тзв. носећим виљушкама (деловима везе крило-труп трупа авиона Boeing 737NG) пре времена предвиђеног за обавезни преглед овог склопа. Проблем уочених прслина навео је многе авио компаније да провере своје авионе и око 50 млазних летелица приземљено је широм света у потрази за решењем проблема. Стога је нумеричко истраживање ове врсте везе апсолутно оправдано јер је процена безбедности кључних делова авиона од највећег значаја за сигурност летелице и путника. Истраживање представљено у овој тези засновано је на три основна корака: 1) аналитичкој процени оптерећења која делују на крило лаког акробатског авиона током лета, 2) експерименталној анализи реалног крила акробатског авиона изложеног претпостављеним оптерећењима, и 3) нумеричкој процени – заснованој на употреби проширене методе коначних елемената (ПМКЕ) и методе коначних елемената (МКЕ) – фактора интензитета напона (ФИН) у случају појаве заморне прслине на ушкама окова везе крило-труп (правилно израчунате вредности ФИН-а најважније су за добру процену века елемента изложеног замору). Ова три корака су повезана јер се резултати из једног користе у другим с јасним циљем: остварити најбољи дизајн ушки који ће значајно повећати њихов век под замором кад се појави прслина и тиме спречити катастрофалне последице. У циљу верификације нумеричког модела извршена је експериментална анализа крила у пуној величини. Поређења измерених деформација и израчунатих деформација у МКЕ симулацијама угиба крила авиона под оптерећењем, показала су веома добро слагање, потврђујући да су оптерећења која делују на ушку окова везе крило-труп добро процењена у аналитичком кораку. Детаљна анализа је показала да би укупна максимална аксијална сила пренета на ушку преко осовинице била Pax,max = 208,830.7 N, док би максимална трансверзална сила била Ptr,max = 20,177.3 N. Затим, како би се проучило колико би појава прслине могла бити опасна и како би се проценила преостала чврстоћа и век трајања под замором оштећене компоненте, направљен је модел коначних елемената ушке окова и спроведене су анализе коришћењем максимални вредности сила. Претпостављено је да се због врло великог напрезања на ушки могу појавити и угаона и продорна прслина, односно да постоји могућност појаве оштећења које не иде по целој дебљини ушке и могућност појаве оштећења по целој дебљини. Идеја је била да се упореди раст угаоне прслине са растом продорне (дубинске) прслине, обе смештене на истој позицији, а затим да се процени ризик од губитка интегритета окова везе када дође до појаве оштећења. Израчунати број циклуса до потпуног лома (добијен помоћу Парисовог закона коришћењем ПМКЕ у Abaqus-у) био је очекивано низак, што потврђује чињеницу да се пројектоване ушке окова морају редизајнирати коришћењем тзв. fail-safe приступа који дозвољава појаву и раст прслине до одређене дужине. Процена добијеног броја циклуса коришћењем ПМКЕ може представљати проблем јер не постоје експериментални подаци о расту прслина на оковима; стога је класична МКЕ коришћена за процену броја циклуса добијених у Abaqus-у. Иста геометрија је увезена у Ansys Workbench и извршена је нумеричка симулација заснована на коришћењу методе неструктуриране мреже (МНМ) и SMART технологије инкорпориране у Ansys Workbench: добијени су врло слични резултати онима из Abaqus-а. Разлике у израчунатим средњим вредностима ФИН-ова нису биле значајне (вредности добијене коришћењем ПМКЕ су нешто више), док је процењени број циклуса у Ansys-у близу броја циклуса добијеног у Abaqus-у. Важно је истаћи да се – за разлику од ПМКЕ где се иста мрежа користи током целе симулације – мрежа око фронта прслине у Ansys-у мења и прилагођава са сваким кораком раста у сврху бољег „хватања“ вредности поља око чворова мреже у близини фронта прслине. Коначно, након што су завршена сва три корака, у завршној фази рада анализирани су алтернативни облици ушке окова везе крило-труп са циљем да се постигне дужи век трајања оштећене ушке коришћењем fail-safe приступа. Неколико геометријских параметара је варирано током процеса редизајна са унапред дефинисаним циљем: повећати број циклуса до потпуног лома услед замора. Нови предложени дизајн ушке доноси повећану масу (али не и значајно повећану у поређењу са масом читавог окова), али и значајно побољшан век под замором што смањује могућност потпуног лома ушки пре него што се оштећење примети у редовним прегледима као делу одржавања летелице.

Jezik

srpski

Datum

2021

Licenca

Ovo delo je licencirano pod uslovima licence
Creative Commons CC BY-SA 2.0 AT - Creative Commons Autorstvo - Deliti pod istim uslovima 2.0 Austria License.

http://creativecommons.org/licenses/by-sa/2.0/at/legalcode

Predmet

OSNO - Opšta sistematizacija naučnih oblasti, Mašinske konstrukcije

OSNO - Opšta sistematizacija naučnih oblasti, Tehnika vazdušnog transporta. Aeronautika

XFEM, Fatigue crack growth, Wing-fuselage attachment lug, Light aerobatic aircraft

OSNO - Opšta sistematizacija naučnih oblasti, Mašinske konstrukcije

OSNO - Opšta sistematizacija naučnih oblasti, Tehnika vazdušnog transporta. Aeronautika

ПКМЕ, Раст заморне прслине, Ушка окова везе крило-труп, Лак акробарски авионНаучна област: Област техничких наука, машинство