Requisitos de fatiga para estructuras de aeronaves

Requisitos de fatiga para estructuras de aeronaves

En primer lugar, este capítulo resume la evolución de los requisitos de diseño de fatiga para las estructuras de las aeronaves. Para las estructuras metálicas (principalmente aleaciones de aluminio), estos requisitos se han desarrollado desde la década de 1950. Los materiales compuestos (en particular, los plásticos reforzados con fibra de carbono) presentan un reto relativamente nuevo. A continuación, se presenta un análisis conciso de los diversos métodos posibles para evaluar la vida útil de las aeronaves. Se hace hincapié en los requisitos, pero también se abordan cuestiones de diseño y funcionamiento.

Evolución de los requisitos de fatiga

Desde principios de la década de 1930, la evolución de la integridad estructural de las aeronaves se ha centrado en gran medida en el comportamiento de servicio de los materiales metálicos de alta resistencia, en particular las aleaciones de aluminio. Con una visión (muy) amplia, la historia de esta evolución es la siguiente:

1930-1940 Desarrollo de aviones totalmente metálicos para el transporte público. El diseño y el análisis enfatizaron la resistencia estática, con poca consideración de la fatiga.

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Métodos   de fatiga para estructuras metálicas de fuselaje

Estrés-Vida (S-N) Este método se ha utilizado ampliamente en el enfoque de vida segura. El método se basa en reglas simples de daño acumulativo para obtener vidas de fatiga "seguras" bajo historiales de carga de amplitud constante (CA) o amplitud variable (VA). A continuación, las vidas seguras se reducen utilizando factores de dispersión basados en el juicio y la experiencia de la ingeniería.

Análisis y Prevención de Fallas

En primer lugar, en este capítulo se revisa la fractura y fractografía de metales y aleaciones, con ejemplos de fractógrafos típicos. A continuación, se describen las herramientas y técnicas utilizadas en las investigaciones de fallas. La segunda parte principal del capítulo está dedicada a tres estudios de caso sobre fallos de componentes aeronáuticos. Cada estudio de caso se describe con información de fondo, seguida de resultados experimentales que consisten en principalmente de examen visual, examen fractográfico, examen metalográfico, mediciones de dureza y análisis químico. A continuación, se discuten los resultados y se extraen conclusiones. Siempre que sea posible, se sugieren medidas correctivas adecuadas.

Introducción

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. Un ejemplo típico de deformación plástica severa es la fractura de copa y cono en una prueba de tracción. En los componentes reales, la deformación plástica que precede a la fractura puede ser más localizada, dependiendo del estado de tensión (deformación plana o tensión plana) durante la fractura.

Fractografía de fractura dúctil La superficie de fractura de una fractura dúctil muestra un aspecto opaco y fibrosocuando se examina visualmente o bajo un microscopio estereoscópico. Las superficies de fractura que muestran una fractura por cizallamiento de 45° o la formación de labios de cizallamiento generalmente se deben a una fractura dúctil.

En un microscopio electrónico de barrido (SEM), la fractura dúctil revela una apariencia de hoyuelos debido a la coalescencia de microvacíos durante el proceso de fractura. El

Los microhuecos pueden ser equiaxiales o alargados dependiendo del modo de fallo: fractura por tracción (equiaxed); Fracturas por flexión y cizallamiento (alargadas). Ejemplos de microvacíos equiaxiales y alargados se muestran en la Fig. Artículo 23.1.

Principales causas de fallos de los componentes

Imperfecciones en forma de

Las inclusiones no metálicas, la porosidad, los huecos y las grietas pueden ser responsables de muchas fallas.

Una tuerca de seguridad hexagonal de acero utilizada para fijar las aletas con tornillos M8 en un misil se agrietó durante la aplicación de un par de apriete de 20 Nm [1]. Las tuercas se fabricaron con un acero Ni-Cr-Mo de baja aleación, endurecido a 860 °C y templado a 550 °C.  El contenido de inclusión de sulfuro de manganeso (MnS) de las nueces fue anormalmente alto, pero los usuarios no especificaron ningún límite en el plan de calidad. La fractura de las inclusiones y el desgarro alrededor de ellas, junto con la coalescencia de microvacíos (ruptura con hoyuelos), indicaron que la falla fue por sobrecarga iniciada desde las inclusiones (Figs. 23.7 y 23.8).

Defectos de fabricación

Las discontinuidades de la superficie, como costuras, solapes y pliegues formados durante el trabajo del metal, pueden actuar como elevadores de tensión en el servicio. Las discontinuidades tales como cavidades de contracción, porosidades, orificios de soplado, huecos y tuberías formadas durante la solidificación de lingotes son fuentes conocidas de debilidad durante la fabricación posterior, ya que estos defectos sirven como sitios para la iniciación de grietas. La reducción mecánica insuficiente durante la forja desde el lingote hasta las barras puede dejar una estructura de fundición en un producto forjado.

Las imperfecciones y discontinuidades que ocurren en las piezas fundidas, si no se detectan, pueden iniciar fallas durante el servicio. Los cierres en frío, la porosidad de los gases, el desgarro en caliente, las cavidades de contracción, las inclusiones, las costuras, las grietas, etc., son algunos de los defectos que se encuentran comúnmente en las piezas fundidas.

Una buena práctica de fundición, junto con pruebas no destructivas obligatorias de las piezas fundidas, puede ayudar a evitar el uso de piezas fundidas defectuosas.

Arandelas de seguridad utilizadas con tuercas de seguridad en el sistema de transmisión de un helicóptero agrietado en servicio, véase la Fig. 23.9 [2]. Las arandelas de seguridad de acero con bajo contenido de carbono contenían grietas  en los archivosentre las lengüetas y los cuerpos de las arandelas, como en la Fig. 23.10.

Estas grietas se atribuyeron al trabajo en frío durante la fabricación. Las grietas crecieron bajo la carga de fatiga para causar fallas en las arandelas en servicio.

Un aprendiz de piloto, mientras aterrizaba un avión, aterrizó en las ruedas principales seguidas de la rueda de morro (como es normal). Sin embargo, a partir de entonces, el avión hizo un leve rebote de 1-2 pies y aterrizó sobre las tres ruedas en un touchdown de 3 puntos. A esto le siguió rebotando a una altura de 4 a 6 pies y aterrizando en la rueda de la nariz [3].

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