Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "Aircraft Fatigue" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-18 z 18
    Tytuł:
    Automation of Aircraft Fatigue Life Estimation
    Autorzy:
    Gajek, Stanisław
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/24201179.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    Aircraft Fatigue
    Rainflow Cycle Counting
    Load Spectra
    UAV
    Opis:
    The fatigue is an important factor in aircraft operation. A correct estimation of structure fatigue life is crucial for user and payload safety. However, due to high amount of data gathered during a typical recording of load spectra for different types of flights, the overall results become prone to human error. The paper describes development of a software able to perform an automated, in-depth analysis of data recorded with onboard accelerometers. Using the Rainflow Cycle Counting method, it transforms received data points into a Markov matrix. The prepared array is then recalculated into a half-cycle matrix, which can be collapsed into scalar value of fatigue level using the Palmgren-Miner rule. The method was tested with loads recorded during a typical flight conducted according to the Polish NSTS-06 flight scenario and simulated camera mounting fixed to a multirotor.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2022, 14; 83--103
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Review of Aeronautical Fatigue Investigations in Poland (2013-2014)
    Autorzy:
    Niepokólczycki, A.
    Leski, A.
    Dragan, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97803.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    fatigue of aircraft structures
    Opis:
    This review was presented on the 34 Conference of the International Committee on Aeronautical Fatigue and Structural Integrity, Helsinki, Finland, June 1-2, 2015. It contains description of main works and investigations in fatigue of aircraft structures performed in Poland during the years 2013 and 2014.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2016, 8; 5-48
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Estimation of Loads Acting on Flaps of the Su-22 Aircraft for Fatigue Tests
    Oszacowanie obciążenia klap samolotu Su-22 na potrzeby prób zmęczeniowych
    Autorzy:
    Kowaleczko, G.
    Leski, A.
    Zieliński, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403695.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    mechanics
    aircraft fatigue tests
    aerodynamic loads
    aircraft flap
    mechanika
    badania zmęczeniowe samolotów
    obciążenia aerodynamiczne
    klapy samolotu
    Opis:
    The paper presents the results of the calculation of forces acting on the flaps of the Su-22 aircraft during take-off and landing. Four different analytic and experimental calculation methods were used to increase the reliability of the obtained results. The results will be the basis for performance of fatigue testing of the flaps which are structural components of the aircraft wings. The tests will be performed as part of a wider research program aimed at the extension of the Su-22 aircraft service life.
    W pracy przedstawiono wyniki obliczeń sił działających na klapy samolotu Su-22 podczas startu i lądowania. Wykorzystano cztery rożne analityczno-eksperymentalne metody obliczeniowe w celu zwiększenia wiarygodności otrzymanych rezultatow. Będą one stanowić podstawę do przeprowadzenia prob zmęczeniowych tych elementow konstrukcyjnych skrzydła samolotu. Proby te wykonane będą w ramach szerszego programu badań, mających na celu wydłużenie procesu eksploatacji samolotu Su-22.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2016, 7, 3 (25); 87-112
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Full Scale Fatigue Test of New Undercarriage for Commuter Aircraft
    Autorzy:
    Brzęczek, J.
    Gruszecki, H.
    Pieróg, L.
    Pietruszka, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97943.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    fatigue testing
    commuter aircraft
    undercarriage
    Opis:
    Fatigue testing of the new main landing gear for the PZL M28 aircraft was conducted in Polskie Zakłady Lotnicze Sp. z o.o. in Mielec using MTS Aero 90-LT system. The test was conducted in a flight-by-flight manner with loads resulting from landing, taxiing, maneuvering and braking. The undercarriage structure is made of high tensile strength low alloy steel. FEM analyses were performed before the tests in order to find critical points and to obtain information about loads which may be neglected. During the test fatigue damage was observed, which led to splitting the test into two separate tests performed in independent rigs: the test of the undercarriage leg and the test of the shock absorber.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2012, 4; 70-75
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The Fatigue Life Assessment of PZL-130 Orlik Structures Based on Historical Usage Data
    Autorzy:
    Leski, A.
    Klimaszewski, S.
    Kurdelski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97857.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft structure
    fatigue
    usage profile
    Opis:
    Material fatigue is the basic factor limiting aircraft's durability. It comes from the fact that changing loads affect aircraft structure as well as from the fact that aircraft’s mass restrictions do not allow for diminishing stress to the level when material fatigue does not occur. Estimating fatigue durability of a particular structure as well as its actual fatigue damage degree is possible when the history of loads affecting the structure is known. Accuracy of loads monitoring influences the accuracy of indicated fatigue wear. In case of older structures, which have been maintained according to safe life principle, the number of hours have been commonly used as a fatigue wear indicator. After aircraft structure reaches flying time estimated by the produces, it is considered as fatigue wear and it is no longer in service. In case of a lack of results of loads spectrum measurements, results of tests conducted for other aircraft (of similar structure and assignment) can be used. For this purpose, average loads spectrum has been elaborated for particular aircraft groups, for example, HELIX, FELIX, FALSTAFF, ENSTAFF, TWIST(10). In the case of small aircraft, the data from FAA (2) report have been often used. This article describes the way of fatigue wear estimation for PZL-130 Orlik aircraft on the basis of historical data from flight recorders.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2009, 1; 131-139
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Comparative Analysis of the Load Spectra Recorded During Photogrammetric Missions of Lightweight Uavs in Tailless and Conventional Configurations
    Autorzy:
    Rodzewicz, Mirosław
    Głowacki, Dominik
    Hajduk, Jaroslaw
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/24201177.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    load spectra
    fatigue life
    unmanned aircraft
    photogrammetry mission
    Opis:
    The purpose of this article is to present the results of the investigation regarding the differences of the load spectra of two unmanned fixed-wing aircraft performing photogrammetry missions: X-8 (flying wing) and PW-ZOOM (conventional configuration). The focus was on the analysis of a number of load cycles for various load increments within the range of the operational loads. The load spectra were determined using the acceleration signal recorded in the autopilot logs as an input. This signal was transferred to the chain of local extreme values scaled in the form of discrete load levels, and then the transfer arrays were derived with use of the rainflow counting algorithm. On this basis, the incremental load spectra were determined for each flight. These load spectra were subjected to statistical analyses to determine the load spectra representative of the flight sessions in a few ways between non-conservative (i.e., focused on average load histories) and conservative (i.e., focused on the worst load histories observed during the flight session). Finally, the fatigue life was calculated by having the structural element of the assumed fatigue properties subjected to the load spectra of both airplanes. A large (exceeding one order of magnitude) difference in the number of load cycles for larger load increments in the analyzed load spectra was shown. This difference is related to the different dynamic characteristics of the two aircraft, in particular the gust response. As a result, there is a several-fold difference in fatigue life.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2022, 14; 114--134
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical Simulation of Fatigue Fracture of the Turbine Disc
    Autorzy:
    Witek, L.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97889.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft engine
    crack propagation analysis
    finite element method
    fatigue fracture
    Opis:
    This paper presents the results of the crack propagation analysis of an aircraft engine turbine disc. In the first part of the work the finite element method was used for calculation of the stress state and the stress intensity factor (SIF, KI, K-factor) in the turbine disc with an embedded quarter-elliptical corner crack, subjected to low-cycle thermo-mechanical fatigue. To refine the K-factor calculation, specially degenerated finite elements were used. These elements provide stress singularity suitable for the linear-elastic material of the disc. The performed calculations yielded the stress intensity factor KI for different crack sizes. Subsequently, ΔK parameter was determined as a difference of the KI values calculated for the turbine’s speeds equal to 6373 and 14200 RPM. Based on the Paris-Erdogan equation and the obtained ΔK values, the fatigue crack growth plot for the turbine disc subjected to complex thermo-mechanical loads was determined.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2012, 4; 114-122
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Influence of the cyclic hardening model on the results of the numerical analysis of fatigue life on example of the compressor blade
    Autorzy:
    Bednarz, Arkadiusz
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/245046.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    fatigue life
    compressor blade
    aircraft engine
    cyclic hardening
    numerical analysis
    Opis:
    The main goal of the presented work is to determine the impact of the cyclic hardening model on the numerical results of the ε-N fatigue test. As an object of study, compressor blade (from PZL-10W helicopter engine) was used. The examined blade was made of EI-961 alloy. In numerical analysis, a geometrical model of the blade with a preliminary defect was created. Geometrical defect – V-notch was created on the leading edge. This defect was introduced in order to weaken the structure of the element and the possibility of observing the crack initiation process (in experimental tests). Material data to ε-N analysis, based on Manson-Coffin-Basquin equation, were estimated for Mitchell’s model. This model was built based on strength data provided by the steel producer. Based on three different models of cyclic hardening (Manson, Fatemi, and Xianxin), a number of load cycles were calculated. Load cycle during numerical analysis was represented as resonance bending with an amplitude of displacement equal to A = 1.8 mm. Obtained results were compared with experimental data. Additionally, the analytical model of ε-N fatigue (depending on the cyclic hardening) was prepared. All the work carried out has been summarized by a comprehensive comparative analysis of the results. Obtained results and dependencies can be used in the selection of an appropriate model of cyclic hardening in further fatigue tests of many aerospace elements.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2019, 26, 2; 7-14
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The study on algorithm for identification the fatigue crack length of compressor blade based on amplitude-frequency resonant characteristics
    Autorzy:
    Lichoń, D.
    Bednarz, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243684.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    fatigue failure
    crack length
    compressor blade
    aircraft engine
    failure identification algorithm
    Opis:
    The article is focused on building the algorithm for identification the fatigue crack length in the first stage of compressor blade of the helicopter PZL-10W turbo-shaft engine. The fatigue wear of compressor blade is a process in which the fatigue crack begins at the structural notch of the working part. For compressor blade, the crack starts at the leading edge and progress along the blade chord. Due to working conditions, the compressor blades are referred to as critical components. The helicopter rotor downwash can easily lift particles form the ground that may cause damages in the compressor section. Aircraft engines are designed so that the rotational speed of impeller remains below the resonant frequency. However, the pulsation of working medium or mechanical vibrations may cause temporary increase of vibration frequency. The appearance of structural notch combined with temporary increase of vibrations may initiate the fatigue failure. The works undertaken at the Department of Aircraft and Aircraft Engines, Rzeszow University of Technology provided a wide spectrum of research data of amplitude-frequency (A-F) characteristics of 1st stage of compressor blade. For different crack lengths, the fatigue tests of resonant frequency and asymmetry of A-F characteristics were acquired. The crack lengths were measured by fluorescent or infrared mapping method. The aim of the article is to develop the numerical method for identification of crack length of compressor blade basing on A-F characteristics. The studies on A-F characteristics in order to find correlations between crack length, resonant frequency and characteristics asymmetry were performed. The next step was to build the algorithm for identification the crack length when only A-F characteristic is known. The article contains the description of researches background, A-F characteristics unique features, algorithm detailed methods of work and sample use of algorithm in identification the crack length.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 4; 157-164
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Some Comments on Fatigue Life Tests of Aircraft Cable Control Systems
    Autorzy:
    Brzęczek, Józef
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/2105148.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft’s cable control systems
    cable service life
    cable fatigue tests
    Opis:
    Cable control systems are widely used in aircraft and gliders.This paper deals with the problem of collecting real loads acting cable control systems and cable tests preparation (load spectrum) and performance. The author proposes a method for defining real loads acting on control systems, preparing and carrying out fatigue tests of cables revealing symptoms of fretting. The fatigue tests results can be used to predict service life, to plan and prepare periodic and details inspections. This method could be used to increase service life of aircraft control cables and could help to replace the commonly used Time-Based Maintenance (TBM) strategy with the Damage Tolerance (DT).
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2020, 12; 102--112
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Eddy current techniques for detecting hidden subsurface defects in multilayer aircraft structures
    Autorzy:
    Uchanin, Valentyn
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36455560.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft structure
    subsurface defect
    eddy current
    fatigue crack
    corrosion
    operational frequency
    repair patch
    Opis:
    In-service non-destructive inspection (NDI) is a very important part of the aircraft maintenance program that minimizes aircraft breakdowns due to the fracture of critical components. The eddy current (EC) NDI method is one of the most applicable methods for this purpose, due to its high sensitivity to fatigue cracks and corrosion damage in the main structural materials. In this paper, selective double differential type EC probes characterized by the enhanced possibility of detecting subsurface cracks initiated by fatigue or stress corrosion phenomena are presented. For different applications, a family of double differential type EC probes was developed with different sizes (from 5 to 33 mm) and different spatial resolutions. These types of probes are characterized by different operational frequencies in a wide frequency range (from 0.2 kHz to 1.0 MHz), high penetration depth and unique sensitivity to subsurface defects of different types (like elongated fatigue cracks or local corrosive pitting), and a high level of specific noise suppression concerned with the scanning inspection procedures. The EC probes proposed were investigated as effective tools for characteristic aircraft applications concerned with subsurface defect detection in multilayer structures, such as the detection of cracks in the second layer of a riveted two-layer structure or cracks initiated on the side surface of a multilayer structure with the suppression of the reinforcing hoop influence; the detection of subsurface defects in arc welding with a rough surface; the detection of cracks through repair patches fabricated from aluminum alloy or carbon fiber reinforced plastic, etc. These techniques create remarkable possibilities for the well-timed detection of dangerous damage without disassembling the aircraft structure or removing protective coating.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2022, 2 (267); 69-79
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Metodyka modelowania widma obciążeń zmęczeniowych dla kompozytowego samolotu AF-129
    Methodology for modeling fatigue load spectrum for AF-129 composite aircraft
    Autorzy:
    Danilecki, S.
    Leszczyński, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/209407.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    lotnictwo
    statek powietrzny
    bezpieczny okres użytkowania
    widmo obciążeń zmęczeniowych
    trwałość zmęczeniowa
    aviation
    aircraft
    safe period of use
    fatigue loads spectrum
    fatigue life
    Opis:
    W ramach niniejszej pracy opracowano metodykę modelowania widma obciążeń zmęczeniowych dla samolotu kompozytowego, przedstawiono charakterystykę obciążeń zewnętrznych struktury - założenia ogólne. Następnie, bazując na modelu użytkowania samolotu kompozytowego, wyodrębniono poszczególne tak zwane bloki, charakteryzujące kolejne etapy lotu samolotu. Należą do nich: 1. Blok startu-kołowania. 2. Blok wznoszenia. 3. Blok zakrętów o różnych kątach przechylenia. 4. Blok lotu poziomego. 5. Blok opadania-szybowania. 6. Blok lądowania-kołowania. Bloki te zostały szczegółowo omówione w ramach zaprezentowanej metodyki modelowania widma obciążeń zmęczeniowych. Omówienie zakończone zostało zbiorczymi zestawieniami liczby zmian obciążeń (cykli) od wartości współczynnika obciążeń n dla dwóch rozpatrywanych wariantów. Z kolei dokonano oceny uproszczeń sposobu przyjmowania wartości współczynnika zwielokrotnienia próby trwałości zmęczeniowej oraz oceny sposobu przyjmowania wartości obciążenia podstawowego. Na zakończenie opracowano uwagi o sposobie prowadzenia badań.
    As a part of this work, a methodology of modeling fatigue load spectrum for composite aircraft was developed. The characteristic of external loads of the structure - general assumptions was presented. Then, basing on the use of aircraft composite model, so-called, individual blocks, characterizing successive stages of the aircraft flight were separated. These are: 1. Starting block. 2. Take up block. 3. The block of corners with different angles of tilt. 4. Horizontal flight block. 5. Falling-gliding block. 6. Landing block. These blocks were discussed in detail in the presented methodology for modelling the fatigue loads spectrum. Discussion has been completed with summary combinations of the number of load changes (cycles) of the load factor n for the two options under consideration. The simplification of the method was evaluated taking the multiplication factor of the fatigue life test and evaluates how to take the base load. In conclusion, the comments on a way of research conducting are presented.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2012, 61, 4; 197-229
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Aspekty metrologiczne bezdotykowego diagnozowania wirujących łopatek sprężarki
    Metrological aspects of non-contact roating blade measurements
    Autorzy:
    Witoś, M.
    Kowalski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/209146.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    odstęp czasu
    nierównomierne próbkowanie
    łopatki
    zmęczenie
    silniki lotnicze
    diagnostyka silników lotniczych
    tip timing
    nonuniform sampling
    blades
    fatigue
    aircraft engine
    diagnosis of aircraft engine
    Opis:
    Przedstawiono podstawy teoretyczne stosowania elastycznego znacznika fazy - wirującej i drgającej łopatki sprężarki - do kompleksowego diagnozowania turbinowego silnika lotniczego (metoda tip timing). Wskazano na rolę numerycznych metod analizy w rozdzieleniu składowych sygnału pomiarowego (aperiodycznej i oscylacyjnej) oraz potrzebę weryfikacji istniejących algorytmów analizy danych, pochodzących z nierównomiernego próbkowania. Omówiono 15-letnie spostrzeżenia eksploatacyjne stosowania metody na samolotach TS-11 "Iskra".
    The paper presents theoretical background of using elastic key phasor-rotating and vibrating compressor blade - for complex jet engine diagnosis (tip timing method). The role of numerical methods of measurement signal decomposition onto parts (aperiodic and oscillation) is pointed. It also shows the need of existing algorithms (from irregular sampling) verification. Fifteen years' service knowledge of using mentioned method aboard T-11 "Iskra" is presented.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 2; 289-299
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Methods of counting aircraft turbine engines operating cycles
    Metody zaliczania cykli pracy lotniczych silników turbinowych
    Autorzy:
    Chachurski, R.
    Głowacki, P.
    Szczeciński, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212469.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    zmęczenie silników turbinowych
    zaliczanie cykli pracy silników lotniczych
    lotnicze silniki turbinowe
    turbine engine fatigue
    aircraft engine
    turbine engine
    low-cycle fatigue
    cycles number
    Opis:
    The issue of low-cycle fatigue is very important in terms of operational safety of aircraft turbine engines. This paper discusses methods, which are used in US aviation industry to determine boundary cycle counts, as well as methods of counting turbine engine operating cycles allowing to determine the residual safe operation time (hard time), expressed in cycles. Methods are discussed, which are used for both older types of engines as well as for present-day ones. In the paper titled „Zmęczenie niskocyklowe konstrukcji i jego minimalizacja” (Low-cycle structural fatigue and its minimization), published in volume no. 199/2009 of Prace Instytutu Lotnictwa (Proceedings of the Institute of Aviation) contains a schematic presentation of loads acting on components in the „hot section” of an aircraft turbine engine, as well as loads’ operational dependencies on engines’ operating conditions and operating ranges affecting their lowcycle structural fatigue. The paper pointed out that findings related to this type of loads had caused engine safe operation times to be expressed both in hours as well as in cycles. Methods for determining the number of cycles „utilized” by main engine modules and their important parts affecting operational safety, as well as maximum limits of operational cycle which if exceeded should require replacement of respective modules or individual parts had been imposed on operators by engine manufacturers. They are initially determined basing on fatigue tests performed on standard specimens of structural material and then based on fatigue tests of production parts and tests of complete engines. This paper is a further development of these previously discussed topics.
    Zagadnienie zmęczenia niskocyklowego jest bardzo istotne z punktu widzenia bezpieczeństwa eksploatacji lotniczych silników turbinowych. W artykule przedstawiono sposoby wyznaczania granicznej liczby cykli stosowane w lotnictwie USA, a także metody zliczania cykli pracy silnika turbinowego w celu określenia pozostałości czasu jego bezpiecznej eksploatacji (resursu) wyrażonego w cyklach. Opisano metody wykorzystywane podczas użytkowania zarówno silników starszych typów, jak i współczesnych.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 8 (217); 5-13
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The analysis of work shift patterns and risk of fatigue in aircraft maintenance personnel: a case study
    Autorzy:
    Basaria, Fransisca Tiur
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27311329.pdf
    Data publikacji:
    2023
    Wydawca:
    Politechnika Śląska. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej
    Tematy:
    fatigue
    work shift pattern
    aircraft maintenance
    risk analysis
    zmęczenie
    schemat zmiany pracy
    konserwacja statków powietrznych
    analiza ryzyka
    Opis:
    In response to the COVID-19 pandemic in 2020, PT. XYZ, the biggest aircraft maintenance, repair, and overhaul (MRO) company in Indonesia, implemented a new shift pattern for line-maintenance personnel. The new shift pattern allows maintenance personnel to have fewer working hours per day (7-hour shifts) in more shift varieties for 5 consecutive days. Maintenance personnel will have 2-morning shifts, 1-noon shift, and 2-night shifts followed by 3 rest days. This study aims to explore the risk of fatigue caused by the newly implemented shift pattern. Data were collected through electronic questionnaires from a total of 303 respondents. This study found that at the time of the survey, many respondents (78 of 303, 26%) felt tired and had difficulty concentrating, regardless of the shift they were in. Based on the duty time, the highest scores of level 6 (tired, difficult to concentrate) were discovered on night shift day 5. This result shows that although the organization had provided the maintenance personnel with the opportunity to obtain sleep during rest days, tiredness and fatigue were still experienced by the aircraft maintenance personnel. This study recommends necessary actions to be taken to prevent fatigue, especially from the noon shift afterwards, where fatigue level is increasing, and alertness level is decreasing.
    Źródło:
    Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska; 2023, 118; 5--16
    0209-3324
    2450-1549
    Pojawia się w:
    Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zarys metody określania trwałości resztkowej elementów konstrukcji statku powietrznego, uszkodzonych w wyniku trafienia pociskami penetrującymi
    Outline of estimation method of reminder durability of aircraft structure elements damaged by penetrator projectile hit
    Autorzy:
    Jasztal, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/210458.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    elementy konstrukcji statku powietrznego
    wytrzymałość doraźna
    wytrzymałość zmęczeniowa
    trwałość resztkowa
    aircraft structure elements
    immediate strength
    fatigue strength
    remainder durability
    Opis:
    Prezentowana praca dotyczy problemu oceny trwałości resztkowej elementów konstrukcji statku powietrznego, uszkodzonych pociskami penetrującymi przeciwnika. Dokonano analizy fizyki niszczenia wybranych elementów konstrukcyjnych pod wpływem pocisków penetrujących. NAstępnie został stworzony deterministyczny opis zmiany wytrzymałości doraźnej oraz zmeczęniowej elementów konstrukcyjnych, powstałej po trafieniu pociskami penetrującymi. W analizie wytrzymałości zmęczeniowej został wykorzystany opis prędkości pękania zmęczeniowego dla materiałów liniowo sprężystych oparty na zależności Parisa, natomiast prędkość pękania zmęczeniowego w materiałach nieliniowo sprężystych opisana została za pomocą całki J. Efektem końcowym pracy było opracowanie metody szacowania trwałości resztkowej uszkodzonych elementów konstrukcji statku powietrznego. Prezentowane opracowanie zawiera również weryfikację opracowanej metody oceny trwałości resztkowej na podstawie danych rozwoju pęknięć zmęczeniowych w elementach płatowca, uzyskanych w procesie eksploatacji statków powietrznych.
    Presented study concerns estimation of remainder durability aircraft's structure elements impaired by a penetrator projectile. The first stage of the study was an analysis of damage physics of the chosen structure's elements under projectile hit. Next, the author gives deterministic description of immediate strength and fatigue strength of construction after the hit. Analysis of fatigue strength was based on description of velocity fatigue cracking. For linear elastic materials, Paris equation was used, and for nonlinear elastic materials "integral J" equation. On the basic of the presented mathematical description, the author achieved final effect of this work that is the estimation method of remainder durability of aircraft's structure elements impaired by a projectile. The presented study includes verification of this method on the basis of the data of crack growth in aircraft's structure elements obtained during aircraft expoitation.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2006, 55, 3; 279-295
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Detection of the Fatigue Cracks Initiated Near the Rivet Holes by Eddy Current Inspection Techniques
    Wykrywanie peknieć zmęczonych zainicjowanych w otworach nitów za pomocą technik wiroprądowych
    Autorzy:
    Uchanin, Valentin
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36414040.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    prąd wirowy
    EC
    sonda EC
    nit
    wielowarstwowa konstrukcja samolotu
    pęknięcie zmęczeniowe
    częstotliwość operacyjna
    eddy current
    EC probe
    rivet
    multilayer aircraft structure
    fatigue crack
    operational frequency
    Opis:
    Eddy current (EC) method is considered as most applicable for in-service detection of fatigue subsurface cracks initiated in aircraft multilayer structures near the rivet holes. At the same time, the successful solution of this problem is obstructed by additional noise created by defect-free rivets. All EC inspection techniques for the detection of subsurface cracks around the rivets can be classified into three main groups: 1) static mode – carried out by placing the EC probe concentrically on the rivet head; 2) rotational mode – when the EC probe is rotated around the rivet axle and 2) sliding mode – performed by the movement of EC probe along the rivet line or near it. All these approaches have some advantages and limitations. In this study, known EC techniques for the detection of cracks in multilayer aircraft structures are analyzed. New advanced EC techniques for the detection of fatigue cracks in internal layers of the riveted structures based on different types (ring, sliding, and rotational) probes are presented. The static EC method with developed low-height ring-type probe creates the possibility to detect cracks in the difficult of access areas. The possibility to estimate the length of detected cracks by a ring-type probe is shown. The proposed rotational remote field EC probe can detect as small as 1.0 mm long cracks under the button-head rivet and 2 mm thick upper skin with a high signal-to-noise ratio. Therefore, in many aircraft structures, fatigue cracks will be detected before a critical threshold achieved. New EC sliding techniques based on remote field and double differential probes were proposed for the rapid detection of cracks in internal layers of riveted aircraft structures. Remote-field EC probe for reliable detection of fatigue cracks in third and fourth layers of five-layer units was proposed. Another sliding technique based on a double differential EC probe gives the possibility to detect transverse cracks in the second layer without the rivet row area access. The main advantage of developed techniques is high inspection reliability due to the possibility to discriminate the signals created by cracks and defect-free rivets. Presented inspection procedures include the selective signal analysis in the complex plane diagram. Proposed EC inspection techniques were successfully implemented into the aircraft maintenance practice.
    Metodę wiroprądową (EC) uważa się za najbardziej odpowiednią do wykrywania pęknięć podpowierzchniowych zmęczeniowych zapoczątkowanych w konstrukcjach wielowarstwowych w pobliżu otworów nitów stosowanych w statkach powietrznych. Jednocześnie skuteczne rozwiązanie tego problemu jest utrudnione przez dodatkowy hałas wytwarzany przez nity pozbawione wad. Wszystkie techniki inspekcji EC do wykrywania pęknięć podpowierzchniowych wokół nitów można podzielić na trzy główne grupy: 1) tryb statyczny - przeprowadzany poprzez umieszczenie sondy EC koncentrycznie na głowicy nitu; 2) tryb rotacyjny - gdy sonda EC obraca się wokół osi nitu oraz 3) tryb ślizgowy - wykonywany przez ruch sondy EC wzdłuż linii nitu lub w jej pobliżu. Wszystkie te sposoby mają pewne zalety i ograniczenia. W tym badaniu analizowane są znane techniki EC do wykrywania pęknięć w wielowarstwowych strukturach samolotów. Przedstawiono nowe zaawansowane techniki EC do wykrywania pęknięć zmęczeniowych w wewnętrznych warstwach nitowanych konstrukcji opartych na różnych typach (pierścieniowych, przesuwnych i obrotowych) sond. Statyczna metoda EC z opracowaną sondą pierścieniową daje możliwość wykrywania pęknięć w trudno dostępnych obszarach. Pokazano możliwość oszacowania długości wykrytych pęknięć za pomocą sondy typu pierścieniowego. Proponowana sonda obrotowa EC z odległym polem może wykrywać pęknięcia o długości zaledwie 1,0 mm pod nitem z grzybkiem i górną powłokę o grubości 2 mm z wysokim stosunkiem sygnału do szumu. Dlatego w wielu konstrukcjach lotniczych pęknięcia zmęczeniowe zostaną wykryte przed osiągnięciem progu krytycznego. Zaproponowano nowe techniki przesuwania EC oparte na zdalnych sondach polowych i podwójnych sondach różnicowych do szybkiego wykrywania pęknięć w wewnętrznych warstwach nitowanych konstrukcji lotniczych. Zaproponowano sondę EC z odległym polem do niezawodnego wykrywania pęknięć zmęczeniowych w trzeciej i czwartej warstwie pięciowarstwowych konstrukcji. Inna technika przesuwna oparta na podwójnej różnicowej sondzie EC daje możliwość wykrycia pęknięć poprzecznych w drugiej warstwie bez dostępu do obszaru rzędu nitów. Główną zaletą opracowanych technik jest wysoka niezawodność inspekcji dzięki możliwości rozróżnienia sygnałów wytwarzanych przez pęknięcia i nity wolne od wad. Przedstawione procedury inspekcji obejmują selektywną analizę sygnału na złożonym schemacie płaszczyzny. Proponowane techniki inspekcji EC zostały pomyślnie wdrożone w praktyce obsługi technicznej statku powietrznego.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2020, 2 (259); 47-58
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Enhanced Eddy Current techniques for detection of surface-breaking cracks in aircraft structures
    Wzmocnione techniki prądów wirowych do wykrywania pęknięć powierzchniowych w strukturach lotniczych
    Autorzy:
    Uchanin, Valentin
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36435333.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    eddy current (EC)
    EC flaw detector
    single-coil EC probe
    complex plane
    aircraft structure
    fatigue crack
    self-generating scheme
    lift-off
    prądy wirowe (EC)
    wykrywacz wad EC
    jednocewkowa sonda EC
    płaszczyzna złożona
    struktura samolotu
    pęknięcie zmęczeniowe
    schemat samogenerujący
    Opis:
    Well-timed detection of the defects (e.g., fatigue cracks and corrosive damages) in aircraft structures is the question of vital importance. Periodic in-service non-destructive inspection (NDI) is necessary to prevent expensive aircraft breakdowns during in-service life. Eddy current (EC) NDI method have many advantages for in-service aircraft inspection due to high mobility and the possibility to detect fatigue cracks without direct contact with the inspected surface (even through a protective coating withou tremoval). Last decades some enhanced EC techniques were developed for aircraft in-service inspection in the Karpenko Physico-Mechanical Institute of National Academy of Sciences (Lviv) in collaboration with Ukrainian and foreign aircraft companies. Proposed earlier EC efficiency coefficient was applied for the selection of the ferrite-core EC probe parameters. Investigations concerned with the crack detectability for single-coil EC probes of different sizes were carried out to improve the inspection procedures. The sensitivity of the developed single-coil EC probe was experimentally investigated. The possibility to distinguish the signals associated with detected defect and lift-off was shown. The new inspection procedure was proposed for full suppression of the noise concerned with the rivet edge influence. The high-frequency EC flaw detector of Leotest VD 3.03 type based on self-generator mode andminiature single-coil EC probes application was developed for detection of the surface-breaking fatigue cracks. The original scheme of double-circuit self-generator with intermittent oscillations was invented and investigated. The pulse-repetition frequency of high-frequency oscillations was used as an informative parameter. The important feature of the developed self-generating scheme is the effective suppression ofthe lift-off influence (the changes of the clearance between the EC probe and the inspected object surface during the scanning). Developed EC flaw detectors of Leotest VD 3.03 type and inspection procedures were successfully implemented into the maintenance practice for detection of the fatigue cracks initiated in the wing and the fuselage structures and aviation engines in many companies such as ANTONOV AIRCRAFT, Lviv State Aircraft Repair Plant, Konotop aircraft repair plant «AVIAKON», Ukrainian International Airlines, MOTOR-SICH, State Enterprise “IVCHENKO-PROGRESS”, etc.
    Odpowiednio wczesne wykrywanie defektów (np. pęknięć zmęczeniowych i uszkodzeń korozyjnych) w strukturach lotniczych jest zagadnieniem o kluczowym znaczeniu. Okresowa eksploatacyjna kontrola nieniszcząca (NDI) jest konieczna, aby zapobiec kosztownym awariom samolotu w trakcie jego eksploatacji. Metoda wiroprądowa (EC) NDI ma wiele zalet dla kontroli samolotów w trakcie eksploatacji ze względu na wysoką mobilność i możliwość wykrywania pęknięć zmęczeniowych bez bezpośredniego kontaktu z badaną powierzchnią (nawet przez powłokę ochronną bez jej usuwania). W ostatnich dziesięcioleciach w Instytucie Fizyko-Mechanicznym Narodowej Akademii Nauk im. Karpenki (Lwów), we współpracy z ukraińskimi i zagranicznymi firmami lotniczymi, opracowano udoskonalone techniki EC do kontroli eksploatacyjnej samolotów. Zaproponowany wcześniej współczynnik efektywności EC został zastosowany do doboru parametrów ferrytowo-rdzeniowej sondy EC. Przeprowadzono badania dotyczące wykrywalności pęknięć dla jednocewkowych sond EC o różnych rozmiarach w celu poprawy procedur kontroli. Doświadczalnie zbadano czułość opracowanej sondy jednowstęgowej EC. Wykazano możliwość rozróżnienia sygnałów związanych z wykrytym defektem i lift-off. Zaproponowano nową procedurę inspekcyjną umożliwiającą pełne wyeliminowanie szumów związanych z oddziaływaniem krawędzi nitów. Opracowano wysokoczęstotliwościowy detektor wad EC typu Leotest VD 3.03 oparty na trybie samogeneratora i zastosowaniu miniaturowych jednocewkowych sond EC do wykrywania pęknięć zmęczeniowych pękających powierzchniowo. Wynaleziono i zbadano oryginalny schemat dwuobwodowego samogeneratora z przerywanymi oscylacjami. Jako parametr informacyjny wykorzystano częstotliwość powtarzania impulsów oscylacji o wysokiej częstotliwości. Istotną cechą opracowanego schematu samogenerującego jest skuteczne tłumienie wpływu zjawiska lift-off (zmiany prześwitu pomiędzy sondą EC a powierzchnią badanego obiektu podczas skanowania). Opracowane wykrywacze wad EC typu Leotest VD 3.03 oraz procedury kontrolne zostały z powodzeniem wdrożone do praktyki obsługowej w celu wykrywania pęknięć zmęczeniowych inicjowanych w strukturach skrzydeł i kadłuba oraz silnikach lotniczych w wielu firmach, takich jak ANTONOV AIRCRAFT, Lwowskie Państwowe Zakłady Remontu Samolotów, Konotopskie Zakłady Remontu Samolotów "AVIAKON", Ukraińskie Międzynarodowe Linie Lotnicze, MOTOR-SICH, Przedsiębiorstwo Państwowe "IVCHENKO-PROGRESS", itp.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2021, 1 (262); 1-14
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-18 z 18

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies