Dissertação

{pt_PT=Mechanical Study of an Aircraft’s Structural Condition} {} EVALUATED

{pt=O objectivo do presente trabalho é a estimação do tempo de vida à fadiga da frota Epsilon TB-30 da Força Aérea Portuguesa, e a instalação de um sistema de aquisição de dados de aceleração e extensometria nos componentes críticos em voo, que servirá no futuro como input para a interface de Structural Health Monitoring PRODDIA. Informação de estudos experimentais anteriores e dos carregamentos na aeronave foi usada num processo de engenharia inversa na construção de um modelo de elementos finitos do componente crítico do avião. Deste modelo, estimaram-se os campos de tensões para hotspots estruturais previamente identificados. O dano acumulado na estrutura foi calculado com base em carregamentos de referência, usando a regra de Miner e critérios de fadiga apropriados. Os factores de intensidade de tensão para as fendas previstas por análises anteriores foram estimados utilizando o método dos elementos finitos, e o mais recente XFEM integrados no software ABAQUS. A propagação de fenda foi depois modelada fazendo uso das leis de Paris, Walker, NASGRO e Forman. Os parâmetros utilizados nas várias equações foram obtidos através de dados experimentais de ensaios anteriores para a liga AA 2024-T3. Por último, o autor sugere uma revisão ao programa de manutenção das aeronaves através do ajuste dos períodos de inspeção definidos pelo fabricante., en=The purpose of this work is the estimation of the Fatigue Lifetime of the Portuguese Air Force’s Epsilon TB-30 fleet, and the installation of a data acquisition system to measure vertical acceleration and strain on critical components of the aircraft which will later serve as input to the Structural Health Monitoring interface PRODDIA. Experimental studies and prior knowledge of aircraft loads was used to reverse engineer a suitable Finite Element Model of the structure, from which the stress fields in previously identified structural hotspots were retrieved. Cumulative damage on the structure is calculated for reference loading spectra using the Palgrem-Miner rule and adequate fatigue criteria. The Stress Intensity Factors at the critical component’s notched geometry were estimated using the Finite Element and Extended Finite Element Methods from ABAQUS. Crack propagation was then modeled using various laws (Paris,Walker, NASGRO, Forman). A comparison between the two numerical methods and the results of the several propagation laws is presented. Parameters for the various equations for AA 2024-T3 are obtained through the fitting of experimental data. Lastly, the author suggests a revision of the aircraft’s maintenance program through the adjustment of the inspection periods defined by the manufacturer.}
{pt=Fadiga, Propagação de Fenda, Structural Health Monitoring, XFEM, en=Fatigue, Crack propagation modelling, Structural Health Monitoring, XFEM}

Junho 19, 2019, 11:4

Orientação

ORIENTADOR

Luís Alberto Gonçalves de Sousa

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM)

Professor Auxiliar

ORIENTADOR

Virgínia Isabel Monteiro Nabais Infante

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM)

Professor Auxiliar