Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance

1

Kovové letecké konstrukcečást 2

Navrhování dle Damage Tolerance

podle podkladů autorů Hans-Jürgen Schmidt, Bianka Schmidt-Brandecker

AeroStruc – Aeronautical EngineeringVladivoj Otšenášek – SVÚM Praha

upravil Milan Růžička

2

Zastoupení příčin únavových poruch

2

Korozní důlky a poškození

Vnitřni vada v materiálu

Špatná kvalita nýtových otvorů

Neznámé příčinyChybný návrh

součásti

Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995.

3

Lokalizace výskytu poruch

3

Ocasní plochy

Trup

Křídlo

Podvozek

Gondoly

Sampath, S.G. and Simpson, D.: Airframe Inspection Reliability Under Field/Depot Conditions, Terms of Reference of AGARD Structures and Materials Panel Proposed Activity SC.77, October 1995.

4

Oblasti pevnosti a životnosti

Rm

oblast Re

C

Am

plitu

da n

apět

í [M

Pa]

Počet cyklů [-]

Základní pojmy

5

Základní pojmy – Konstrukce

Primární konstrukce (Primary structure)

• je konstrukce, která přenáší letová i pozemní zatížení, či zatížení přetlakem. Má prakticky totožný význam jako nosná konstrukce.

Sekundární konstrukce (Secondary structure)

• je konstrukce, která přenáší pouze vzdušná nebo setrvačná zatížení, která působí vně nebo uvnitř této konstrukce.

5

Témata 5, 7 a 8

6


6

Nosná konstrukce (Airframe)

součásti letounu, jejichž porucha vážně ohrozí letoun po pevnostní stránce.

Části konstrukce podléhající průkazu(AAS=Airworthiness affected structure)

součásti konstrukce, na které se vztahuje průkaz letové způsobilosti

Témata 5, 7 a 8

7


7

Kritické nosné prvky (CSE=Critical structural elements) (SSI =Significant structural elements)

jsou takové prvky, jejichž porucha způsobí katastrofické selhání letounu.

Hlavní nosné prvky (PSE =Principal structural elements)

jsou takové prvky primární části konstrukce, které přispívají významně k přenosu letových i pozemních zatížení a zatížení od přetlaku. Jejich porucha může způsobit katastrofické selhání letounu.

Témata 5, 7 a 8

8

Klasifikace konstrukcí

Sekundární konstrukce

SSI

Celá konstrukce= AAS= PSE

Primární konstrukce

Základní klasifikace

AAS: Airworthiness affected structure (Části u nichž se prokazuje letová způsobilost)PSE: Principal structural element (Hlavní nosné prvky primární konstrukce)SSI: Significant structural item ( Význačné (kritické ) nosné prvky)

9

Kritéria výběru kritických částí

- Části přenášející významné silové toky

- Části namáhané vysokým nominálním napětím- Části s koncentrátory napětí- Části podrobené vysokofrekvenčnímu zatížení- Sekundární části, které při porušování primárního

dílu jsou přetěžovány- Části z materiálu s vysokou rychlostí šíření trhlin- Oblasti náchylné k náhodnému poškození- Díly, které se ukázaly být kritické při únavových

zkouškách konstrukce

10

Kategorie poškození konstrukce

Lokální poškození

Local Damage (LD)

Poškození více lelementů

Multiple ElementDamage (MED)

Vícenásobné poškození

Multiple SiteDamage (MSD)

Rozprostraněné ún. poškození

Widespread FatigueDamage (WFD)

11

Způsoby navrhování na únavu

Konstrukce s bezpečným životem (Safe-life) • konstrukce musí být posouzena s ohledem na schopnost vydržet

opakovaná zatížení proměnné velikosti předpokládané během celého únavového života a to bez zjistitelných trhlin.

Konstrukce bezpečná při poruše (Fail-safe) • znamená, že konstrukce je navrhována tak, aby katastrofické selhání

nebylo pravděpodobné ani po vzniku únavové poruchy, nebo při zřejmém selhání jednoho důležitého nosného členu.

11ČVUT FS & ČSM, datum

12


12

Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVYZpůsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY

ÚNAVOVÉVLASTNOSTISOUČÁSTI

FILOSOFIEKONSTRUOVÁNÍNA ÚNAVU

NA TRVALOUPEVNOST(NA NEOMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

NA ČASOVANOUPEVNOST(NA OMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

SAFE-LIFE(KONSTRUKCES BEZPEČNÝMŽIVOTEM)

FAIL-SAFE(KONSTRUKCEBEZPEČNÁ PŘIPORUŠE)

DAMAGE-TOLERANCE

(KONSTRUKCES PŘÍPUSTNÝMPOŠKOZENÍM)

SLOW CRACKGROWTH-(KONSTRUKCES POMALÝMŠÍŘENÍM TRHLIN)

13


Konstrukce s přípustným poškozením (Damage tolerance)• konstrukce jako celek je posuzována při vážném poškození

únavou, korozí, nebo provozním poškozením, ke kterému může dojít v průběhu provozního života letounu, s ohledem na schopnost zbytku konstrukce přenést významné provozní zatížení bez poruchy nebo bez značných provozních deformací po dobu do zjištění takového poškození.

Konstrukce s pomalým šířením trhlin (Slow crack growth)• materiálové a konstrukční opatření nemohou v provozu způsobit

rychlé šíření trhliny, nebo jejich vzájemné spojování, takže rozvoj trhliny mezi dvěma kontrolními prohlídkami nemůže způsobit poruchu.

13ČVUT FS & ČSM, datum

14


14

Způsoby navrhování na mezní stav ÚNAVYZpůsoby navrhování na mezní stav ÚNAVY

ÚNAVOVÉVLASTNOSTISOUČÁSTI

FILOSOFIEKONSTRUOVÁNÍNA ÚNAVU

NA TRVALOUPEVNOST(NA NEOMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

NA ČASOVANOUPEVNOST(NA OMEZENÝÚNAVOVÝ ŽIVOT)

SAFE-LIFE(KONSTRUKCES BEZPEČNÝMŽIVOTEM)

FAIL-SAFE(KONSTRUKCEBEZPEČNÁ PŘIPORUŠE)

DAMAGE-TOLERANCE

(KONSTRUKCES PŘÍPUSTNÝMPOŠKOZENÍM)

SLOW CRACKGROWTH-(KONSTRUKCES POMALÝMŠÍŘENÍM TRHLIN)

15

Základní pojmy – Přenos zatížení

Jednoduchý přenos zatížení (Single load path)

• působící zatížení je rozloženo pouze na jeden prvek uvnitř soustavy a jehož porucha způsobí ztrátu schopnosti přenášet zatížení u součásti, jejíž je členem.

Mnohačetný přenos zatížení (Multiple load path)

• je totožný se staticky neurčitou konstrukcí, kde při poruše jednoho prvku je působící zatížení bezpečně rozloženo na ostatní nosné prvky.

15

F F

F F

Témata 5, 7 a 8

16

Vývoj koncepce Safe life, fail safe and damage tolerance

1950 1980 1970 1960 2010 2000 1990

Pře

dp

isy

let

ové

zp

ůso

bil

ost

i

1954Comet

1988Aloha

1974MIL-A-83444

1978 FAR 25.571

1998 FAR 25.571

1956 CAR4b.270

1953 CAR 4b.216

20xx

NCÚ(trup)

Safe Life or

Fail Safe

Damage Tolerance,(Safe Life pouze pro táhla a podvozky)

multiple damages, full scale fatigue tests

V návrhuStructural Damage

Capability

Amend. 96

Amend. 45

year

Vývoj předpisů pro certifikace letadel

17

Safe Life: (1956 to 1978) *• Nepřipouští vznik trhlinyKlasické metody únavy• Palmgren/Miner• Neuvažuje poškození z výroby• ani korozní poškození


Fail Safe: (1956 to 1978)• limitní je kritická délka vady a-critMetody lomové mechanikydundancy• Staticky neurčité konstrukce• Schopnost provozu s poruchou • nepředepisuje pravidelné kontroly

N

a-crit

a-det

délkatrhliny

hodin provozuSafe Life

Fail Safe


Damage Tolerance:• využívá znalosti šíření trhlinyN +kritické délky a-critMetody lomové mechaniky• periodické prohlídky, NDT• nevyžaduje zálohování prvků, je však doporučeno

Interval prohlídek=

N / k

Damage Tolerance

18

19


• Porušení horního závěsu vlivem únavy

• Utržení vodorovné ocasní plochy – chybně aplikovaná isnpekce

• Nevhodný výběr členu pro ffail-safe koncepci

2 LUGSFORWARDSPAR

3 LUGS REARSPAR

UPPER CAP

FAIL-SAFEMEMBER

LOWER CAP

FAILUREORIGIN

dolní závěs

horní závěs

fail safekomponent

zadní nosník(3 oka)

iniciace trhliny

Příklad selhání filosofie safe life – nehoda v Lusace 1977

20


Safe Life Design (FAR 25.571)Safe life, bezp.

k=4Vznik poruchy po Důvod poruchy

A/C type Drak

KC-135 Dolní potah křídla 13 000 h1 000 – 5 000 h

(14 případů) Poškození při výrobě nebo

provozuF5 Kořen křídla 4 000 h

1 900 h(1 případ)

F111 Centroplán 4 000 h 105 h (1 případ)A300

(fatigue)Spojení trupu

48 000 C(factor 2 in test)

22 800 C(1 případ)

Poškození přiúdržbě

area without scratches

area with scratches

doubler outer fuselage skin

Stringer 11RH

door panel

podélná trhlina 950 mm

Příklady neúspěšných řešení do r. 1978)

21

Určení intervalu periodických prohlídek

21

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

0 3000 6000 9000 12000 15000

letové hodiny

dél

ka t

rhlin

y (m

m)

okamžik zjištění trhliny

růstová křivkatrhliny

a1a2

a3

a4

I1 I2 I3 I4

I I I

Id Icr

acr

ad

O čem je DT?

Téma 4

22


successful:

• Rýhy iniciovaly korozi a následně únavový defekt

• Růst trhliny, zastavil se na zastavovačích z Al slitiny

HOLE BLOWN INFUSELAGE SKIN

X-ACTOKNIFE

SCRIMCLOTHGOUGE IN SKIN

SKIN GOUGE CREATED BY TRIMMINGSCRIM CLOTH RESULTED IN EARLYFATIGUE CRACKING FOLLOWED BYCABIN DECOMPRESSION

CIRCUMFERENTIALFRAME

ALUMINUMCRACKSTOPPER

SKIN LAP SPLICE

zastavovač trhliny l

rýhy

nůž

fólie

nýtové spojerýhy od nože při řezání fólie

přepážka

Nehoda: vznik trhliny v trupu - dekomprese

Příklad úspěšné funkce DT

23


Poškození by měla být snadno detekovatelná a doložena pomalým šířením defektu nebo schopností ho zabrzdit

Single load path je přípustný, ale nedeoporučuje se. Další předpisy ho omezí v používání

Single load path structure - Jednoduchý přenos zatížení

24

Trhlina je dekována a může se šířit i v dalších (vnějších) částech (např. v potahu po poruše podélníku), doložit pomalé šíření a detekovatelnost po poruše primárního členu; na interní prvek omezení nevztahuje

detekovatelná trhl.šíření v potahu

detectable critical

damage assumed

délka trhliny

kritická délka trhl. při limitním zatížení

doba šíření

detekovatelná délka

délka trhliny na interním členu počet

letů


Návrh vede k relativně krátkým časům prohlídek, lze prodlužovat metodami monitorování stavu konstrukce SHM.

Multiple load path structure – mnohočetný přenos zatížení

25


MLP nedetekovatelná před poruchou primární části

Předpoklad: Trhlina v primární části nebude odhalena dříve, než se celý prvek poruší. Interval prohlídek determinuje doba šíření trhliny v sekundárním členu.

doba pro detekci trhliny

krit. délka trhliny

počet letů

critical

dél

ka

trh

lin

y

initial damages

aipais

in primary load pathin secondary load path

primární díl

šíření trhliny v sekundárním dílusekundární

díl

aipais ais + aa

porušení primárního dílu

Aplikace pro malé a doplňkové díly: závěsy, přídavná oka, kování dveří aj.

26


Návrh umožňuje delší periody prohlídek nebo vyšší zatížení.

Doporučuje se

MLP – detekovatelná před poruchou primární části

Předpoklad: Trhlina v primární části bude odhalena dříve, než se celý prvek poruší. Interval prohlídek determinuje doba šíření trhliny od nalezení defektu

27

Oblasti uplatnění DT

Typické příklady hlavních dílů konstrukce podlehajícím DTpodle předpisu AC 25.571-1C

Křídlo a ocasní plochy

i. Řídící plochy, náběžné klapky, klapky a jejich mechanické systémy a příslušenství (závěsy, dráhy a příslušenství);

ii. Panely s integrální výztuhou - podélníky;

iii. Spoje primárních dílů;

iv. Závěsy;

v. Potahy a zesílení kolem výřezů nebo spojů;

vi. Panely s podélníky;

vii. Části nosníků, překryty nosníků;

28

Trup

i. Přepážky a potah;

ii. Rámy dveří;

iii. Kabina- okna pilotů;

iv. Tlaková přepážka;

v. Potahy a rámy okolo výztuh otvorů a dvířek trupu;

vi. Potahy a spoje potahu od tečných napětí;

vii. Potahy a spoje potahu od ohybových napětí draku;

viii. Závěsy, rámy, zámky dveří

ix. Rámy oken

Podvozek a jeho části - dnes jediná část pro aplikovatelnost safe-life

Připojení motorů

Oblasti uplatnění DT

29

Příklady Fail-safe

Závěsy křídel na trupu

C77

pianový závěs dveří pro cargo

7175 T73511 Ti 6Al4V

30

Damage tolerant design

délka trhlinykritická délka trhliny

min. detekovatelná t.

práh

Interval

bezpečná doba šíření

život

Zatížení

1.5

1.0

život

Návrhové zatížení

Limitní (max. provozní)

doba provozudoba provozu

Interval

31

Damage tolerant design - příklad

• Zbytková pevnost a doba šíření může být prodloužena správným dimenzováním podélníků:

tuhostní poměr:

= A*EStr/Wt*Eskin (US)

= A*EStr/(A*EStr+WtEskin) (Evropa)

W

t

Průřez podélníku = A

panel s podélníky

• Doporučuje se použít mater. s vyšší pevností (např. potah: 2024 nebo 2524T3, podélník: 7xxx). A navrhnout poměr ≥ 0.25 (pro panely trupu)

32


4 různé technologie- 2 kategorie:

spojované:

Nýtování

Lepení

Obrábění nebo protlačování

Svařovaní

Integrované:

Spojení potah podélníky

33


Potah2024, 2524, 7475Podélník2024, 7075, 73497055přepážka2024, 7075

nýtMezivrstva svar

potah6013, 6056podélník6110, 6056přepážka2024, 7075

Spojované Svařované

drát LBW: AlMgSi12

34


poměr tuhostí 0.58rozteč podélníků 6 inch Aluminum stringer

Podélník

panel bez výztuh

90% scatter

20 4 6 8 inch

da/dnin/cycle

da/dnmm/cycle

N (1000 cycles)

10 -4

10 -2

10 -4

10 -6

10 -2

10

20

40

60

70

50

30

50 150100 200

šíření trhliny

počet cyklů

mm

Vliv nýtovaných podélníků na šíření trhliny

STR STR STR

6‘‘ 6‘‘

panel s podélníky

35


da/dn

in/cycle

10 -4

10 -2

10 -6

da/dnmm/cycle

10 -4

10 -2

mm100604020 80

20 1 3 4

inchStringerStringer

Unstiffened panel

90% scatter

0

Vliv integrálních podélníků na šíření trhliny

STR STR STR

2‘‘ 2‘‘

panel s podélníky

panel bez výztuh

36


Zbytková pevnost pro vyztužený panel

Zbytková pevnost

(ult)= Rm materiálu

křivka pevnosti podélníku odvozená od jeho koncentrace napětí

Podélník

Porucha bez zastavení trhliny

Zbytková pevnost panelu s výztuhou

Oblast stabilního šíření za podélníkem

Křivka zbytkové pevnosti panelu bez výztuhy

Napětí pro iniciaci trhliny v panelu s výztuhou

Initiation of crack growth in unstiffened panel

2a

2s

2s2a << 2s délka trhliny 2a

Napětí pro iniciaci trhliny v panelu bez výztuhy

37

Damage tolerant design-příklad

Šíření trhlin zpomalují zastavovače trhlin (crack stoppers or crack retarders). Dvě možnosti řešení

Kruhová výztuž kolem celého trupu. Zabrzdí trhliny, které by se rozvíjely z nýtových spojů v její řadě i mimo ni.

Lokální výztuhy, které zbrzdí trhliny při šíření v nýtovém spoji

Trup při namáhání přetlakem

38


Cíl: zamezit vzniku trhliny přes dvě pole trupuLepené pruhy z GLARE pod nýtová připojení přepážek – zbrzdí podélné trhliny

Reziduální pevnost:

potah1.6 mm , mater. 2024, 2524, 2198 2199

výztuha: GLARE (tloušťka 1.4 mm, šířka 60 mm)

trhlina přes 2 pole(e.g. two-bay crack)

FRFR

FR

FRFR

FR

STRSTR

STR

STR

All

ow

able

str

ess

100 %

120 - 130 %

bez výztuh s výztuhou

výztuha (zastavovač)

39

Spojované: nýtovaný nebo lepený

Integrální: obrobený, protlačovaný

stage 1 stage 2 stage 3

stage 1 stage 2 stage 3

spojované nebo integrální provedení může mít jiný mechanismus rozvoje defektu:

trhlina se nerozšíří do podélníku

trhlina se rozdvojí na podélník a potah

Rozvětvení trhliny

Damage tolerant design - příklady

40

směr růstu

Zastavovače trhlin v podélném spoji:

• trhlina změní směr šíření, když dosáhne výztuhy • Trhlina na vnější vrstvě se stane viditelnou (mimo NDT metody)• Mechanismus byl ověřen testy

CRACK STOPPER

Změna směru šíření

Damage tolerant design - příklady

41

Failure detectability

Detectable crack length for visual inspection to meet MSG3

BASIC VISIBLEDETECTABLE LENGTH LBAS

MATERIAL GAUGE EFFECT

EDGE EFFECT

VISIBLE LENGTH LVIS

HIDDEN LENGTH LH

DETECTABLE LENGTH LDET

DAMAGE TOLERANT SSI

INSPECTION LEVEL

GENERAL VISUAL.DETAILED

SPECIALDETAILED

RATEVIEW

RATECONGESTION

RATESIZE

RATELIGHTING

RATESURFACE

ACCESSRATING

IS RATINGO?YES

NO

SELECT NDTMETHOD

PRACTICABILITY RATING CONDITION RATING

GO

TO

NE

XT

HIG

HE

RIN

SP

EC

TIO

N L

EV

EL

42

Detekovatelnost trhlin

CASE 1

CASE 2

LH = LO + LC

CASE 3

LH = LO + 2LC

LVIS = LVIS1 + LVIS2

=Směr vizuálního pozorování

LVIS

LO

LDET

LC

LDET

LVIS

LH

LH

LDET

LVIS2 LVIS1

LC

LH

Lo

Detekovatelné trhliny při vizuálních prohlídkách podle MSG3(Maintenance steering group 3)

LDET = LVIS + LH

LVIS = LBAS x (gauge factor) x (edge factor)

LVIS: je délka určovaná dle MSG3

LDET: délka detekovatelné trhliny je spočtena podle vztahu

LDET

LVIS LH

LCRIT

N IntervalI =N/j

FC

L

43

95

(95)

100

Pra

vděp

od

ob

no

st

det

ekc

e %

délka trhliny (mm)

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

90

80

60

50

40

20

50

HFECXRMP

VIS

LP

US LFECHFEC(r)

(rotating probe)

Detekovatelnou délku trhliny pro danou NDT– určuje PoD křivkaTyto křivky jsou platné pouze pro daný případ, nelze aplikovat obecně. Doporučuje se pravděpodobnost objevení trhliny 90 % a interval spolehlivosti (confidence level) of 95 % .

Legenda následuje


44

MATERIAL

VISLPMPHFECHFEC(r)

Al Alloy, Steel, TitaniumAl AlloyFerromagnetic Steels

Al AlloyAl Alloy

USLFECXR

Al AlloyAl AlloyAl Alloy

SURFACE BREAKING DEFECTSGROUP 1:(GOOD SURFACE FINISH - GOOD ACCESS)

CLOSE VISUALLIQUID PENETRANTMAGNETIC PARTICLEHF EDDY CURRENTHF EDDY CURRENT

(rotating probe)

SUB SURFACE & INTERNAL DEFECTSGROUP 2:

ULTRASONICLF EDDY CURRENTX RAY

MATERIAL


NDT metody

45

Abbreviations and symbolsA Permanent strain at rupture

a Crack length

AAS Airworthiness affected structure

AC Advisory circular (US)

AFRP Aramid fiber reinforced plastic

Al Aluminum

Al-Li Aluminum-Lithium

AlMgSc Aluminum-Magnesium-Scandium

AlMgSi Aluminum-Magnesium-Silicium

CA Constant amplitude

CAR Civil air regulations

CCT Center cracked tension specimen

CFRP Carbon fiber reinforced plastic

Cr Chromium

Cu Copper

D Fatigue damage

DSG Design service goal

DT Damage tolerance

E Young’s modulus (tension)

EC Eddy current

EC-HF/MF Eddy current high frequency / medium frequency

EC-LF Eddy current low frequency

46

Abbreviations and symbols

FAA Federal aviation administrationFAR Federal aviation regulations (US)FC Flight cycleFCG Fatigue crack growthF&DT Fatigue and damage toleranceFe IronFH, Fh Flight hoursFLG Forward landing gearFML Fiber metal laminateFR FrameFwd. Forward

GFRP Glass fiber reinforced plastic

HFEC High frequency eddy current (NDT inspection method)

I Inspection interval

j Scatter factor

L Longitudinal directionLFEC Low frequency eddy current (NDT inspection method)LH Left handLi LithiumLP Liquid penetrant (NDT inspection method)LT Longitudinal transverse direction

47


MED Multiple element damage

MFEC Medium frequency eddy current (NDT inspection method)

Mg Magnesium

MIL US military standard

MLD Multiple local damage

MLG Main landing gear

MMPDS Metallic Materials Properties Development and Standardization

Mn Manganese

MP Magnetic particle (NDT inspection method)

MSD Multiple site damage

MSG3 Maintenance steering group 3

MT Mid cracked tension specimen

N, n Life, number of cycles or number of flights

NaCl Sodium chloride

NDT Non destructive testing

Os Osmium

Pb Lead

POD Probability of detection

PSE Principle structural element

Pt Platinum

48


R Ratio of minimum to maximum stress (load) of a stress (load) cycleRH Right hand

s Standard deviationSc ScandiumSCC Stress corrosion crackingSi Silicium (Silicon)SiC Silicium CarbideSN, S-N Stress versus life data (diagram or curve)SSI Structural significant itemST Short transverse directionSTR Stringer

T Transverse directionT ScatterTi Titanium

US Ultrasonic (NDT inspection method)

VA Variable amplitude

WFD Widespread fatigue damage

X-ray X-ray radiation (NDT inspection method)

Zn ZincZr Zirconium

49


ae Effective crack extension

K Range of stress intensity factor (Kmax – Kmin)

Stiffness ratio

Poisson ratio

Density

Stress

m Mean stress

max Maximum stress

min Minimum stress

aip initial crack length in primary load path

ais initial crack length in secondary load path

da/dN Crack growth rate (crack growth per load cycle)

DF Miner factor

Dtotal Total fatigue damage

Ec Young’s modulus compression

Et, E Young’s modulus tension

jL Scatter factor on life

Kc Fracture toughness for thin material

KIc Fracture toughness for thick material

Ke Effective stress intensity factor

Kt Stress concentration factor

L-T Longitudinal – transverse direction (Stress: longitudinal, crack: transverse)

50


Rbru = BUS Bearing ultimate strength

Rbry = BYS Bearing yield strength

Rc0,2 = FTY = TYS Compression yield strength

Rm = FTU = TUS Tensile ultimate strength

Rp0,2 = FTY = TYS Tensile yield strength

Rsu = SUS Shear ultimate strength

R50% Risk factor due to number of specimens for SN-data

T Scatter

T-L Transverse – longitudinal direction (Stress: transverse, crack: longitudinal)

X Reduction factor due to number of fatigue critical locations

Kovové letecké konstrukce část 2 Navrhování dle Damage Tolerance

Documents