Workshop AEROSTRUTTURE Fatigue Design Arturo Minuto AirframeTecnologia Strutture

Workshop AEROSTRUTTURE Fatigue Design Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture) Taranto, 14 Maggio 2012 © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved /43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Indice L’Integrità’ Strutturale La Fatica in campo aeronautico Le Norme Aeronautiche di riferimento Sintesi del percorso progettuale Il Progetto Statico La Verifica a Fatica Processi per il miglioramento della verifica a Fatica L’ analisi a Damage Tolerance Cenni sull’Integrità Strutturale delle Strutture in Composito La Fatica in esercizio: il monitoring dell’integrità strutturale © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 2/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche L’INTEGRITA’ STRUTTURALE ü Agli albori dell’Era Industriale l’integrità strutturale in genere è stata garantita da un “robusto” progetto statico basato sulla resistenza dei materiali; l’insorgere di problemi di fatica ha spinto i costruttori a riconsiderare i criteri di progetto ü Il fenomeno della Fatica fu scoperto con molta probabilità dall’ingegnere minerario tedesco Albert a seguito dello studio delle rotture delle catene dei montacarichi delle miniere: ü Le rotture presentavano fratture nette, di tipo fragile, malgrado la buona qualità dei materiali impiegati; ü I carichi operativi erano ben al di sotto dei valori ammissibili a rottura del materiale; ü Non era stata riscontrata alcuna anomalia durante l’esercizio dei montacarichi. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 3/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche ü Gli studi teorici e la sperimentazione, sviluppata a seguito di tali rotture, dimostrò che la presenza di condizioni di carico cicliche nel tempo, seppure al di sotto dei valori sopportabili staticamente dal materiale, dava luogo alla enucleazione di cricche la cui propagazione avrebbe condotto alla crisi della struttura. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 4/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche LA FATICA IN CAMPO AERONAUTICO ü Nel maggio 1952 entra in servizio il primo velivolo da trasporto civile con propulsore a getto e con pressurizzazione della cabina passeggeri, il Comet; ü Nel gennaio 1954 un Comet esplode a circa 30, 000 piedi di quota mentre vola sull’Isola d’Elba; ü Nel marzo 1954 un altro Comet si disintegra mentre vola tra Roma ed Il Cairo © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 5/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 6/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche ü I Comet sono ritirati dal servizio e le indagini sugli incidenti dimostrano come circa 1800 cicli di pressurizzazione abbiano prodotto la presenza di cricche sulle strutture dei finestrini passeggeri la cui evoluzione aveva portato al cedimento strutturale finale; ü Come conseguenza di tali incidenti nasce l’introduzione del Requisito di Durata a Fatica nelle Norme di Certificazione di strutture aeronautiche primarie. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 7/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche L’EVOLUZIONE DEI REQUISITI: LA “DAMAGE TOLERANCE” IL CRITERIO DI PROGETTAZIONE SAFE-LIFE ü Come si è visto in precedenza, in seguito ai problemi del Comet nasce il requisito di progettazione sicuro a Fatica (Safe-Life): “Il componente strutturale deve essere progettato in modo da essere in grado di sostenere i carichi reali di esercizio, per l’intera vita operativa, senza mostrare evidenza di cricche rilevabili”; ü Tale criterio, per quanto sicuro in teoria, può essere vanificato dall’insorgere di difetti accidentali (Scratches, abrasioni, danni da impatto, ecc. ) probabili sia in fase di fabbricazione che durante l’esercizio; ü L’approccio Safe-Life inoltre non fornisce alcun contributo alla definizione dei piani di manutenzione strutturale in esercizio © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 8/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche LA RIDONDANZA STRUTTURALE (L’APPROCCIO FAIL-SAFE) ü Per mitigare il problema dei danni accidentali nelle strutture Safe. Life ed aumentare la sicurezza d’esercizio, si è introdotto in progettazione l’approccio Fail-Safe, creando nelle strutture primarie percorsi alternativi ai carichi in condizioni di cedimento dell’elemento critico. LA STRUTTURA “DAMAGE TOLERANT” ü Agli inizi degli anni ‘ 70, anche in virtù del consolidamento delle tecniche di analisi di propagazione delle cricche (Fracture Mechanics), si è introdotto nella progettazione strutturale l’approccio “Damage Tolerant” © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 9/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche IL “WIDESPREAD FATIGUE DAMAGE” ü A seguito dell’incidente del volo “ALOHA” 737 anche il Widespread Fatigue Damage (WFD) deve essere considerato nella verifica dell’Integrità Strutturale. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 10/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Il Widespread Fatigue Damage (WFD) ü Il WFD è causato dalla simultanea nascita e crescita di cricche multiple ü Tale evento riduce la Resistenza Residua del componente strutturale fino al 30% e può produrre rotture catastrofiche inattese © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 11/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche LE NORME AERONAUTICHE DI RIFERIMENTO Gli approcci progettuali discussi in regolamentati dalla seguente normativa: precedenza sono ü In ambito civile europeo sotto giurisdizione EASA: CS 25. 571(Certification Specification) Fatica/Dam. Tolerance ü In ambito civile americano sotto giurisdizione FAA: FAR 25. 571 (Federal Aviation Regulation) Fatica/Dam. Tolerance ü In ambito militare USAF MIL-STD 1530 (ASIP: Aircraft Structural Integrity Program) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 12/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche L’INTEGRITA’ STRUTTURALE: SINTESI DEL PERCORSO PROGETTUALE ü Progetto Statico (Disegno + Static Analysis + Full Scale Static Test) ü Verifica a Fatica (Fatigue Analysis + Full Scale Fatigue Test) ü Verifica a Damage Tolerance (D. T. Analysis + Full Scale D. T. Test) ü Definizione Piani di Manutenzione in Servizio (MSG-3) ü In Service Fatigue Monitoring © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 13/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche IL PROGETTO STATICO ü Progettazione Preliminare (Lay-out) del componente ü Definizione dei Carichi Statici (External Loads) C Limit Loads (Massimi operativi) C Ultimate Loads (Massimi operativi x 1. 5) ü Definizione Carichi Interni (Internal Loads) dal modello FEM ü Analisi dettagli critici ü Sommario dei Minimi Margini Statici © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 14/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche PROFILI DI MISSIONE E CONDIZIONI DI CARICO Condizioni di carico In Volo: ü Raffiche (Vertical and Lateral Gusts), Manovre, Pressurizzazione, ecc. Al suolo: ü Touch down, Taxi, Ground Turns, ecc © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 15/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche I CARICHI INTERNI (Stresses) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 16/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche DETTAGLI CRITICI E MARGINE STATICO ü Criteri per la scelta dei dettagli critici: C Elevata Severità dei Carichi C Elevata ridistribuzione di Stress dopo rottura C Proprietà dei Materiali C Aree suscettibili al Danno Accidentale C Precedenti Esperienze di Prova Statica o Servizio di velivoli simili © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 17/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche LA VERIFICA A FATICA La fatica: un fenomeno ciclico, il concetto di ciclo di fatica © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 18/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche I cicli di fatica nel volo © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 19/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Le curve S-N ed il concetto di Danno di Fatica La sollecitazione S = 32 Kg/mm 2 produce una durata N = 300 cicli Il danno della sollecitazione S = 32 Kg/mm 2 è pari a 1/N = 0. 0034 © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 20/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Se i cicli di Ground Turn avessero come valore massimo S = 32 Kg/mm 2 il danno della condizione di volo (DGround. Turn) sarebbe pari a 0. 0034 x 6 = 0. 02 Il danno totale del volo sarà pari alla somma dei danni di tutte le condizioni di carico e cioè: DVolo = DGTurn + DTaxi + DGusts + DManoeuvres + DYaw. Man + DTouch. Down DTotale = Dvolo x Numero voli di progetto x Scatter Factor Quando il Danno di fatica in un componente è D = 1 si assume probabile la rottura per Fatica © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 21/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Sintesi del Processo MISSION PROFILE Cruise Descent Climb DESIGN LIFE GOAL FATIGUE DAMAGE Taxi in Taxi out Stress 30. 000 Voli Endurance FATIGUE SPECTRUM DETAIL: Kt Flight G. A. G. Kt SCATTER FACTOR F. S. F. FATIGUE LIFE Stress Endurance © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 FATIGUE MARGIN Endurance 22/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Il Fattore di Concentrazione delle Sollecitazioni - Kt Il Kt è un indice del comportamento a fatica di un qualsiasi dettaglio strutturale ed è definito come segue: Kt= Speak Speack Sremote Speak = La sollecitazione massima in prossimità di una discontinuità del dettaglio strutturale Sremote= © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Sremote Taranto, 14 Maggio 2012 23/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Suggerimenti per un buon “Fatigue Design” Per minimizzare il Kt: ü Raccordare dolcemente e con raggi elevati ü Migliorare la finitura superficiale nei fori e nei raccordi ü Evitare di praticare forature con passo inferiore a 3 d ÷ 4 d Per minimizzare le sollecitazioni locali: ü Nei giunti evitare la brusca introduzione del carico (prevedere “stepping” o rastremazioni) ü Nei giunti prevedere un numero di file di fasteners congruo © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 24/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Un processi di miglioramento della vita di fatica: Il Cold Working © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 25/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche L’ANALISI A DAMAGE TOLERANCE La Damage Tolerance é lo strumento che garantisce la sicurezza del volo (Flight Safety) anche in presenza di eventuali cricche di Fatica Il requisito di Damage Tolerance é soddisfatto attraverso le analisi di Crack Propagation effettuate mediante gli strumenti disponibili nella teorie di Fratture Mechanics. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 26/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche La Metodologia di Analisi di Propagazione è basata sull’applicazione della seguente procedura step-by-step: ü Definizione dei Profili di Missione; ü Selezione dei Carichi di Fatica dimensionanti il componente; ü Valutazione dello Stress Intensity Factor del componente; ü Scelta dgli ammissibili C, n e Kc del componente; ü Applicazione iterativa della Legge di Forman ü Costruzione della curva di Propagazione; ü Valutazione del piano di Manutenzione (Inspection Threshold and Intervals) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 27/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche La Curva di Propagazione ed Il Piano di Manutenzione ac ad Ni © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Flights Nd Taranto, 14 Maggio 2012 Nc 28/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche MISSION PROFILE Cruise Descent Climb Stress Intensity Factor Taxi in Taxi out SIF F(a/W) FATIGUE SPECTRUM MATERIAL DATA CRACK GROWTH CURVE Forman C, N, Kc Flight G. A. G. a Flights GROWTH MODEL Forman MAINTENANCE MAINTEN. TASKS Inspection Threshold Inspection Interval © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 29/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche CENNI SULL’INTEGRITÀ STRUTTURALE DELLE STRUTTURE IN MATERIALE COMPOSITO I materiali compositi, avendo un comportamento anisotropo, al contrario delle leghe metalliche raramente presentano problematiche di sviluppo di cricche di Fatica Tuttavia presentano una elevata suscettibilità al danneggiamento di tipo accidentale sia in fase di fabbricazione (urti durante la movimentazione), in servizio (impatto grandine, impatto volatili, fulminazione, ecc. ) ed infine durante la manutenzione (caduta di utensili, urti con attrezzature di accesso, ecc. ) Tali impatti possono produrre delaminazioni (scollamento delle plies) ed in alcuni casi anche la rottura delle fibre di rinforzo. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 30/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Bearing damages on inner layers with ply buckling, delamination and matrix cracks etc. , Damaged state-1 © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Damaged state-2 Taranto, 14 Maggio 2012 31/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Delamination after impact Impact on CFRP edge © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 32/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Morfologia di una superficie delaminata © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 33/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Aspetti Certificativi ü Oggi le strutture primarie dei velivoli progettate in materiale composito devono essere conformi ai seguenti Requisiti Regolamentari per quanto concerne l’Integrità Strutturale: FAR 25. 571 (AC 20 -107 A) in U. S. A. CS 25. 603 (AMC to CS 25. 603) in Europa © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 34/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche ü Entrambi i requisiti richiedono: “Structural details, elements, and subcomponents of critical structural areas should be tested under repeated loads to define the sensitivity of the structure to damage growth. This testing can form the basis for validating a no-growth approach to the damage tolerance requirements. ” ü Il “No-Growth” approach implica: La dimostrazione che il “Barely Visible Impact Damage” (BVID) non propaga per almeno una vita velivolo (nel Test a Fatica) La dimostrazione che il Visible Impact Damage (VID) non propaga per 3 Intervalli di Ispezione (nel Test a Fatica) La dimostrazione che la struttura contenente Danni BVID sopporta i Carichi Statici Ultimi (alla fine del Test a Fatica) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 35/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche ü Il BVID é convenzionalmente definito come segue: “La conseguenza di un impatto che produce una indentazione 1. 0 mm” (con l’associata delaminazione) 1. 0 mm © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 36/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Aspetti del Progetto La determinazione degli ammissibili di progetto viene operata sperimentalmente secondo l’approccio “building Block” © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 37/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Aspetti del Progetto ü Per conseguire la “no-growth capability”, le strutture primarie devono essere sovra-dimensionate, pertanto in fase di progetto gli ammissibili devono essere determinati in via conservativa ü La resistenza a trazione, compressione, shear, buckling, ecc. , viene valutata tenendo conto dei seguenti “Knock down” factors: o Dispersione statistica dei materiali: Valore B Basis (90, 95) o Abbattimento delle proprietà dovuto a Temperatura ed Umidità o Abbattimento dovuto a presenza di danni da impatto © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 38/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Aspetti del Progetto ü Se, per esempio, la deformazione a rottura (tensione/compressione) del materiale é = 12. 000 me, si assume, come ammissibile di progetto, applicando i Knock-Down factors, una deformazione a rottura intorno al valore di 4. 000 me allo scopo di garantire la non evoluzione (no-growth) di danni BVID ü La verifica della validità di tale ammissibile si ottiene sottoponendo a caricamento a Fatica (trazione/compressione) una serie di provini sottoposti ad impatti di tipo VID e BVID e dimostrando: J L’assenza di delaminazioni nate dal caricamento ciclico J La non crescita dei danni da impatto © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 39/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche La Fatica dei velivoli in esercizio: Monitoring dell’integrità strutturale Per i velivoli civili l’utilizzo in servizio è quasi sempre in linea con le ipotesi di progetto e quindi i limiti di vita operativa sono noti dall’inizio, eventuali deviazioni sono gestite in fase di maintenance (Damage Tolerance design concept) Per i velivoli militari l’utilizzo in servizio può essere sensibilmente difforme dalle ipotesi iniziali (utilizzo in tempo di guerra/pace, modifica dei ruoli operativi, ecc. ), in oltre il concetto Safe Life spesso adottato, determina un ben preciso limite di vita a fatica. Per i velivoli militari occorre quindi definire un sistema di Life Monitoring, misurando in volo i principali parametri necessari per determinare l’affaticamento di ciascun velivolo della flotta. © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 40/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Tornado Fleet Management Maintenance Recorder (structural fatigue monitoring) Flight data (on board recorder) Ground Station (on ground flight data processing) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 41/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche G 222 Fleet Management Residual Life Fatigue Sequence (Flight) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 42/43

La Fatica delle Strutture Aeronautiche Il futuro: Lo Structural Health Monitoring (SHM) © Alenia Aermacchi 2012 – All Rights Reserved Taranto, 14 Maggio 2012 43/43