Uçak Yapılarında Perçinlenmiş Bindirme Mafsalları Etrafındaki Çatlak İlerlemesi ve Çoklu Çatlak Etkileşimlerinin Sonlu Elemanlar Yöntemi ile Tahmini

Abstract

Bu çalışmada perçinlenmiş bindirme mafsalları etrafındaki yorulma çatlak ilerlemesi hızı, sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak tahmin edilmiştir. Bir McDonnell Douglas C-15 uçağında kanat yüzeyinde bulunan 2024-T3 Alüminyum alaşımı bir bindirme mafsalının birbirine komşu iki perçini etrafında çatlakların başladığı bir geometri, ANSYS yazılımı kullanılarak modellenmiştir. 2500 uçuş saati ve 3843 inişte C-15 uçağının kanat yük dağılımından elde edilen 164.8 MPa tipik gerilme değerine maruz kalan bindirme mafsalının yorulma analizi yapılarak yorulma ömrü tahmini gerçekleştirilmiştir. Aynı düzlemdeki çoklu çatlak etkileşimlerinin, gerilme şiddet faktörü üzerindeki etkisi tartışılmıştır. Artan çatlak uzunluğu ile çevrim sayısı değerlerinin değişimi ve gerilme şiddet faktörü aralığı değerlerine ilişkin çatlak ilerleme hızları belirlenmiştir.

In this study, the fatigue crack propagation rate around riveted lap joints was predicted using finite element method. A geometry which consists of cracks nucleating around two adjacent notches of a 2024-T3 Aluminium alloy riveted lap joint found on McDonnell Douglas C-15 aircraft wing surface was modelled using ANSYS software. Fatigue analysis of the lap joint subjected to a typical stress value of 164.8 MPa obtained from the wing load distribution of C-15 aircraft at 2500 flight hours and 3843 landings was carried out and its fatigue life prediction was achieved. The effect of coplanar multi crack interactions on stress intensity factor was discussed. The variation of number of cycles values with respect to increasing crack length as well as crack propagation rates related to stress intensity factor range values were determined.