Progettazione a Damage Tolerance

Pubblicato il 15 febbraio 2002

La progettazione di componenti meccanici è stata tradizionalmente effettuata in modo da evitare che nella vita operativa prevista si raggiungessero le condizioni di cedimento, in particolare per sollecitazioni di fatica la rottura del pezzo.
La presenza di cricche di fatica di dimensioni macroscopiche era in precedenza considerata situazione di cedimento e comportava la sostituzione del pezzo; attualmente, in particolare in campo aerospaziale dove vengono applicate le nuove filosofie di progettazione meccanica, è tollerato anche un componente nel quale si sviluppa una cricca di fatica che non porta alla rottura il componente stesso.
Rispetto ad un approccio di tipo Safe Life, più caratteristico tradizionalmente del mondo elicotteristico vista l’elevata frequenza dei carichi in gioco, un approccio secondo la Damage Tolerance presenta essenzialmente due punti caratteristici:
– si suppone che vi sia la presenza di difetti (cricche) nella struttura. Indipendentemente dalle cause di questa presenza (sia per difetti intrinseci del materiale stesso che per errori in fase di costruzione), viene stabilita una dimensione di partenza dei difetti per ciascuna zona della struttura ritenuta come possibile sede di cricche; vengono valutati i tempi di propagazione di questi difetti durante la vita operativa del velivolo. In base ai calcoli di propagazione e a un opportuno programma di ispezioni si garantisce che la struttura, nonostante la presenza di cricche, sia in grado di operare in sicurezza. In generale i principali parametri in gioco sono tre: la dimensione iniziale di cricca, la minima dimensione individuabile della cricca e la massima dimensione di cricca sopportabile dalla struttura. Queste tre grandezze sono utilizzate per definire due diversi intervalli temporali:
– un primo intervallo riguarda la propagazione dalle dimensioni iniziali a quelle minime rilevabili; – il secondo intervallo considera la propagazione dal punto in cui la cricca raggiunge le minime dimensioni rilevabili fino alle condizioni teoriche di frattura del componente causate dalle elevate dimensioni della cricca di fatica.
Una volta definiti questi intervalli (che possono essere diversi a seconda della zona critica considerata), l’operatore è in grado di fissare tempi di ispezione in base alle sue esigenze (tenendo conto della sicurezza ma anche della convenienza economica degli interventi) partendo da una valutazione affidabile dei tempi di propagazione.
Si definiscono quindi intervalli di ispezione nei quali monitorare l’avanzamento della cricca di fatica e valutare il coefficiente di sicurezza residuo; nell’articolo viene descritta la metodologia Damage Tolerance applicata alla fusoliera di ricoprimento di un elicottero, valutando con metodo FEM le condizioni che portano alla propagazione stabile della cricca e alla sua evoluzione nel tempo.
In particolare, la metodologia Damage Tolerance per la fusoliera dell’elicottero prevede:
– la definizione delle caratteristiche del materiale per quanto riguarda la propagazione di cricche a fatica;
– la simulazione FEM dello stato tensionale della fusoliera dell’elicottero per effetto dei carichi di volo;
– la definizione della zona più sollecitata con valutazione del fattore di intensità degli sforzi Kl;
– la previsione di avanzamento della cricca a fatica nel pannello più sollecitato.

Caratterizzazione del materiale

Per il rivestimento dell’elicottero sotto indagine viene impiegata la lega leggera di alluminio Al-Cu 2024-T42; per la caratterizzazione di questo materiale si farà riferimento a dati sperimentali ottenuti dai laboratori N.A.S.A. e disponibili nelle librerie del programma NASGRO.
Il programma NASGRO determina la velocità di propagazione utilizzando la relazione: (1) dove N è il numero di cicli applicati, a è la semiampiezza di cricca, K è il fattore di intensità degli sforzi, R=Kmin/Kmax è il rapporto di carico, DKth è il fattore di intensità degli sforzi di soglia, Kc è il valore critico del fattore K (tenacità alla frattura), f è un parametro che identifica l’effetto di crack closure e C, n, p, q sono costanti ricavate empiricamente.

Analisi strutturale della fusoliera

In questo paragrafo vengono descritte le procedure utilizzate per ottenere l’andamento del fattore di intensità degli sforzi KI al variare della lunghezza di cricca ha introdotta per ipotesi nella zona più sollecitata della fusoliera; per questa determinazione è stato utilizzato il metodo agli elementi finiti in campo lineare elastico.
In particolare è stato seguito il seguente schema di calcolo:
– determinazione dello stato di sollecitazione nella fusoliera per effetto dei carichi applicati al rotore di coda, con verifica della possibilità di sovrapporre gli effetti;
– scelta della zona più sollecitata in termini di sforzi nominali per introdurre la cricca in diverse configurazioni;
– elaborazione di sottomodelli FEM con introduzione della cricca in diverse configurazioni per determinare il fattore di intensità degli sforzi KI in funzione di a;
– verifica della possibilità di sovrapporre gli effetti per valutare il fattore KI in corrispondenza di singole manovre a partire dalla combinazione lineare degli effetti dei carichi singoli.
Il modello FEM utilizzato per l’analisi rappresenta tutta la parte posteriore della fusoliera dell’elicottero; nella figura 2 viene visualizzato il modello FEM completo con gli spessori relativi ai pannelli di ricoprimento.
La zona posteriore della fusoliera dell’elicottero è realizzata secondo la normale tipologia aeronautica; risulta infatti costituita da pannelli, correnti e centine. La modellazione dei pannelli e dell’anima delle centine è stata eseguita con elementi shell bidimensionali a quattro nodi (realizzati in materiale 2024-T42). Le centine sono irrigidite tramite elementi di trave che simulano l’effetto delle nervature che conferiscono rigidezza fuori dal piano (analogamente alla schematizzazione dei correnti). I correnti sono stati modellati semplicemente con elementi trave, costruiti in lega 7475-T61.