Workshop
AEROSTRUTTURE
Fatigue Design
Arturo Minuto (Airframe/Tecnologia Strutture)
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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
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L’INTEGRITA’ STRUTTURALE
 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
 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:
 Le rotture presentavano fratture nette, di tipo fragile, malgrado la
buona qualità dei materiali impiegati;
 I carichi operativi erano ben al di sotto dei valori ammissibili a
rottura del materiale;
 Non era stata riscontrata alcuna anomalia durante l’esercizio dei
montacarichi.
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 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.
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LA FATICA IN CAMPO AERONAUTICO
 Nel maggio 1952 entra in servizio il primo velivolo da trasporto
civile con propulsore a getto e con pressurizzazione della cabina
passeggeri, il Comet;
 Nel gennaio 1954 un Comet esplode a circa 30,000 piedi di quota
mentre vola sull’Isola d’Elba;
 Nel marzo 1954 un altro Comet si disintegra mentre vola tra Roma
ed Il Cairo
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 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;
 Come conseguenza di tali incidenti nasce l’introduzione del Requisito
di Durata a Fatica nelle Norme di Certificazione di strutture
aeronautiche primarie.
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L’EVOLUZIONE DEI REQUISITI: LA “DAMAGE TOLERANCE”
IL CRITERIO DI PROGETTAZIONE SAFE-LIFE
 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”;
 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;
 L’approccio Safe-Life inoltre non fornisce alcun contributo alla
definizione dei piani di manutenzione strutturale in esercizio
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LA RIDONDANZA STRUTTURALE (L’APPROCCIO FAIL-SAFE)
 Per mitigare il problema dei danni accidentali nelle strutture SafeLife 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”
 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”
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IL “WIDESPREAD FATIGUE DAMAGE”
 A seguito dell’incidente del volo “ALOHA” 737 anche il Widespread
Fatigue Damage (WFD) deve essere considerato nella verifica
dell’Integrità Strutturale.
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Il Widespread Fatigue Damage (WFD)
 Il WFD è causato dalla simultanea nascita e crescita di
cricche multiple
 Tale evento riduce la Resistenza Residua del componente
strutturale fino al 30% e può produrre rotture catastrofiche
inattese
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LE NORME AERONAUTICHE DI RIFERIMENTO
Gli approcci progettuali discussi in
regolamentati dalla seguente normativa:
precedenza
sono
 In ambito civile europeo sotto giurisdizione EASA:
CS 25.571(Certification Specification) Fatica/Dam.Tolerance
 In ambito civile americano sotto giurisdizione FAA:
FAR 25.571 (Federal Aviation Regulation) Fatica/Dam.Tolerance
 In ambito militare USAF
MIL-STD 1530 (ASIP: Aircraft Structural Integrity Program)
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L’INTEGRITA’ STRUTTURALE: SINTESI DEL PERCORSO PROGETTUALE
 Progetto Statico (Disegno + Static Analysis + Full Scale Static Test)
 Verifica a Fatica (Fatigue Analysis + Full Scale Fatigue Test)
 Verifica a Damage Tolerance (D.T. Analysis + Full Scale D.T. Test)
 Definizione Piani di Manutenzione in Servizio (MSG-3)
 In Service Fatigue Monitoring
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IL PROGETTO STATICO
 Progettazione Preliminare (Lay-out) del componente
 Definizione dei Carichi Statici (External Loads)
 Limit Loads (Massimi operativi)
 Ultimate Loads (Massimi operativi x 1.5)
 Definizione Carichi Interni (Internal Loads) dal modello FEM
 Analisi dei dettagli critici
 Sommario dei Minimi Margini Statici
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PROFILI DI MISSIONE E CONDIZIONI DI CARICO
Cruise
Climb
Taxi Out
Descent
Flight Length (NM)
Taxi In
Condizioni di carico
In Volo:
 Raffiche (Vertical and Lateral Gusts), Manovre, Pressurizzazione, ecc.
Al suolo:
 Touch down, Taxi, Ground Turns, ecc
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I CARICHI INTERNI (Stresses)
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DETTAGLI CRITICI E MARGINE STATICO
 Criteri per la scelta dei dettagli critici:
 Elevata Severità dei Carichi
 Elevata ridistribuzione di Stress dopo rottura
 Proprietà dei Materiali
 Aree suscettibili al Danno Accidentale
 Precedenti Esperienze di Prova Statica o Servizio di velivoli simili
M.S. =
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 allowable
1
 acting
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LA VERIFICA A FATICA
La fatica: un fenomeno ciclico, il concetto di ciclo di fatica
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I cicli di fatica nel volo
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Le curve S-N ed il concetto di Danno di Fatica
La sollecitazione S = 32 Kg/mm2 produce una durata N = 300 cicli
Il danno della sollecitazione S = 32 Kg/mm2 è pari a 1/N = 0.0034
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Se i cicli di Ground Turn avessero come valore massimo S = 32 Kg/mm2 il
danno della condizione di volo (DGroundTurn) sarebbe pari a 0.0034x6 = 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 + DYawMan + DTouchDown
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
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Sintesi del Processo
MISSION PROFILE
Cruise
Descent
Climb
DESIGN LIFE GOAL
FATIGUE DAMAGE
Taxi in
D
Taxi out
n
N
Stress
30.000 Voli
Endurance
FATIGUE SPECTRUM
DETAIL: Kt
Flight
G.A.G.
Kt
SCATTER FACTOR
F.S.F.
FATIGUE LIFE
Life 
Design Goal
Total Damage * FSF
Stress
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FM 
Stress
Endurance
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FATIGUE MARGIN
Stress Allow
1
GAG Stress
Endurance
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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
Sremote =
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Sremote
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Suggerimenti per un buon “Fatigue Design”
Per minimizzare il Kt:
 Raccordare dolcemente e con raggi elevati
 Migliorare la finitura superficiale nei fori e nei raccordi
 Evitare di praticare forature con passo inferiore a 3d ÷ 4d
Per minimizzare le sollecitazioni locali:
 Nei giunti evitare la brusca introduzione del carico (prevedere
“stepping” o rastremazioni)
 Nei giunti prevedere un numero di file di fasteners congruo
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Un processi di miglioramento della vita di fatica: Il Cold Working
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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.
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La Metodologia di Analisi di Propagazione è basata
sull’applicazione della seguente procedura step-by-step:
 Definizione dei Profili di Missione;
 Selezione dei Carichi di Fatica dimensionanti il componente;
 Valutazione dello Stress Intensity Factor del componente;
 Scelta dgli ammissibili C, n e Kc del componente;
 Applicazione iterativa della Legge di Forman
 Costruzione della curva di Propagazione;
 Valutazione del piano di Manutenzione (Inspection Threshold and Intervals)
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La Curva di Propagazione ed Il Piano di Manutenzione
ac
ad
Ni
Flights
Nd
Nc
Nc - Ni
2
Nc - Nd
Inspection Interval =
3
Inspection Threshold 
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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
da
CK n

dn (1  R)  K c  K
MAINTENANCE
MAINTEN. TASKS
Inspection Threshold
Inspection Interval
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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.
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Bearing damages on inner layers with ply buckling, delamination and
matrix cracks etc.,
Damaged state-1
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Damaged state-2
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Delamination after impact
Impact on CFRP edge
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Morfologia di una superficie delaminata
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Aspetti Certificativi

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 20-107A) in U.S.A.
CS 25.603 (AMC to CS 25.603) in Europa
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 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.”
 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)
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 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
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Full Scale Test
Specific Test
Curved Panels Test
Structural Component Test
Non Specific Test
Correlation
Design Data
Tests on Structural Details
Coupon Test
Qualification
Materials
IARCAS Test Program
La determinazione
degli ammissibili di
progetto viene operata
sperimentalmente
secondo l’approccio
“building Block”
Certification
Aspetti del Progetto
Material Data
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Aspetti del Progetto
 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
 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
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Aspetti del Progetto
 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
 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:
 L’assenza di delaminazioni nate dal caricamento ciclico
 La non crescita dei danni da impatto
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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.
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Tornado Fleet Management
Maintenance Recorder
(structural fatigue monitoring)
Flight data
(on board
recorder)
Ground
Station
(on ground
flight data
processing)
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G 222 Fleet Management
Residual Life
LSI 
Damage(Flight)
Damage(FatigueTest)
Fatigue Sequence
(Flight)
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Il futuro: Lo Structural Health Monitoring (SHM)
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