trwałość zmęczeniowa połączeń nitowych wykonanych z materiałów

trwałość zmęczeniowa połączeń nitowych wykonanych z materiałów

Technologia i Automatyzacja Montażu
2/2012
TRWAŁOŚĆ ZMĘCZENIOWA POŁĄCZEŃ NITOWYCH
WYKONANYCH Z MATERIAŁÓW
O STRUKTURZE LAMINATU WŁÓKNISTO-METALOWEGO
Marek ROŚKOWICZ
Wymagania związane z utrzymaniem zdatności do
lotu statków powietrznych, w tym statków z elementami
naprawianymi, wiążą się z koniecznością szacowania
trwałości zmęczeniowej naprawianego miejsca (węzła
naprawczego) [1, 2, 3]. Zależność ta istotnie zależy m.in.
od rodzajów materiałów stosowanych w naprawie i co
się z tym wiąże rodzajów połączeń. Uszkodzone struktury lotnicze naprawia się obecnie dwiema metodami: za
pomocą elementów metalowych (najczęściej stopy aluminium serii 2024T3) i połączeń nitowych lub śrubowych
oraz za pomocą elementów kompozytowych i połączeń
klejowych [4, 5].
Istotnym ograniczeniem pierwszej metody jest tworzenie dodatkowych miejsc koncentracji naprężeń (poprzez wykonywanie otworów pod nity lub śruby) zarówno
w już uszkodzonej strefie, jak i w elementach naprawczych [6, 7]. Stosowanie drugiej metody eliminuje szereg problemów metody pierwszej, w tym ograniczoną
trwałość zmęczeniową węzła naprawczego. W stosowaniu materiałów kompozytowych naklejanych na strefy
uszkodzenia pozostają jednak ciągle nierozwiązane problemy istotnych różnic we właściwościach termomechanicznych łączonych elementów [8, 9]. Kompozytowe nakładki naprawcze charakteryzują mniejsze współczynniki
rozszerzalności cieplnej niż stopy aluminium, co powoduje powstanie dużych wartości naprężeń resztkowych
w węźle naprawczym po wykonaniu naprawy (tworzywa adhezyjne stosowane w naprawach utwardzane są
w podwyższonych temperaturach). Dodatkowo wykorzystanie w nakładkach naprawczych włókien węglowych
czy grafitowych może powodować problemy natury korozyjnej (powstają źródła korozji galwanicznej).
Alternatywą w doborze materiału do wykonywania
naprawy mogą być materiały o strukturze podobnej do
laminatów metalowo-kompozytowych (FML – Fibre Metal
Laminate), które łączą dodatnie cechy kompozytu polimerowego (w tym ich wysoką trwałość zmęczeniową)
i metali (w tym zdolność do plastycznych odkształceń
i możliwość stosowania do ich łączenia z innymi materiałami techniki nitowania) [10].
W badaniach eksperymentalnych oceniono trwałość
połączeń nitowanych jednozakładkowych, w których jeden z łączonych elementów miał strukturę materiału podobną do struktury laminatu metalowo-kompozytowego
(materiał hybrydowy – nazwę przyjęto na potrzeby niniejszego opracowania). W ten sposób przebadano możliwość zastąpienia tradycyjnie używanych w naprawach
nakładek metalicznych materiałami nowego typu, które
łączyłyby zalety materiałów kompozytowych i metali.
Badania eksperymentalne
Do badań przygotowano połączenia nitowe o geometrii prezentowanej na rys. 1. Jeden z łączonych elementów (z gniazdami pod wpuszczane nity) miał strukturę
materiału hybrydowego (złożonego).
Rys. 1. Geometria połączenia nitowego
Materiał hybrydowy był przygotowywany do badań
poprzez adhezyjne połączenie warstw blachy stopu
aluminium 2024T3 o grubości 1 mm lub folii o grubości
0,256 mm wykonanej z tego samego materiału, z warstwami tkaniny szklanej SynglassE81 (gramatura
101 g/m2) lub węglowej KDL (gramatura 160 g/m2) przesyconej żywicą L418/H418 (niemieckiej firmy MGS) lub
Epidianem 57/Z1. Próbki z materiału hybrydowego zostały przygotowane w czterech konfiguracjach (A÷D) –
rys. 2. Dla każdego rodzaju materiału wykonano po dwa
połączenia nitowe. Powierzchnie do łączenia adhezyjnego kolejnych warstw przygotowanego metodą piaskowania (parametry piaskowania: ziarno elektrokorundu
o granulacji F 40, ciśnienie piaskowania 6 at) i podwójnego mycia acetonem – przed i po piaskowaniu. Do
wykonania połączenia wykorzystano nity wpuszczane
o średnicy 4 mm.
Rys. 2. Struktury materiału hybrydowego
57
2/2012
Technologia i Automatyzacja Montażu
Elementy przygotowane z materiałów hybrydowych
były utwardzane dwustopniowo w temperaturze pokojowej przez 24 godziny (próbki oznaczone literami A, B
i C pod naciskiem około 0,2 MPa, próbka D za pomocą
techniki worka próżniowego), a następnie w temperaturze 80°C przez kolejne 24 godziny. Dla próbek A, B i C
otwory pod nity przygotowano przed klejeniem kolejnych
warstw, natomiast dla próbki D po przygotowaniu materiału. Połączenia nitowane zrealizowano, wykorzystując
prasę mimośrodową – rys. 3.
lokalne naprężenia były znacznie wyższe od naprężeń
nominalnych wynikających jedynie z rozciągania.
Wyniki badań
Wyniki badań trwałościowych zaprezentowano w tabeli 1.
Średnia trwałość zmęczeniowa połączeń z elementem oznaczonym literą A (por. rys. 1) była porównywalna
z trwałością połączeń, gdzie łączono tylko elementy wykonane ze stopu aluminium. Zniszczeniu uległy nakładki
z otworami wierconymi pod łby wpuszczane w linii wyznaczonej przez drugi rząd nitów. Przykładowe złomy próbek
otrzymane po badaniach zaprezentowano na rys. 4.
Rys. 3. Sposób przygotowania połączeń za pomocą prasy mimośrodowej
Przygotowane połączenia zostały poddane badaniom
trwałościowym polegającym na ich cyklicznym rozciąganiu w zakresie obciążenia 0,2 kN do 10,8 kN. Nośność
połączeń była równa P = 28,2±0,2 kN. Trwałość połączeń z materiałami hybrydowymi porównano z trwałością połączeń, gdzie nitowano tylko elementy metalowe.
Połączenia nitowe w maszynie wytrzymałościowej były
mocowane z wykorzystaniem dodatkowych podkładek.
Symulacje komputerowe prezentowane w publikacji [5]
wskazują, że mimo zastosowania dodatkowych podkładek próbki były rozciągane i jednocześnie zginane.
Oznacza to, że występujące w przekroju łączonych blach
Rys. 4. Przykładowe złomy próbek po badaniach trwałościowych
Interesujące są wyniki dla połączeń, gdzie stosowano
element typu B. Materiały w elementach A i B różniły się
rodzajem syciwa – zamiast Epidianu 57/Z1 zastosowano syciwo L418. Średnia trwałość połączeń zwiększyła
się blisko trzykrotnie. Wydaje się, że tak istotne zmiany
Tabela 1. Wyniki badań eksperymentalnych
Nr
próbki
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
58
Rodzaje elementów
stosowanych w połączeniu
elementy metalowe
element metalowy + element A
element metalowy + element B
element metalowy + element C
element metalowy + element D
Liczba cykli do zniszczenia połączenia
przy obciążeniu 0,2 – 10,8 kN
47 287
48 772
43721
47906
148 833
114 501
237 156
374 688
28 673
38 140
Średnia liczba cykli
48 030
45 814
131 667
305 992
33 407
Technologia i Automatyzacja Montażu
2/2012
trwałości połączeń mają związek z lepszą wytrzymałością na odrywanie spoin wykonanych na bazie żywicy
L418 (ich większą wytrzymałością adhezyjną). Porównanie wytrzymałości na odrywanie połączeń wykonanych
ze stopu 2024T3 dla obydwu tworzyw zaprezentowano
w tab. 2 [11]. Dodatkowo dla tworzywa L418 przedstawiono wyniki wytrzymałości na odrywanie dla spoin modyfikowanych jedną warstwą tkaniny szklanej E81.
Wydaje się, że większa wytrzymałość spoin wykonanych na bazie syciwa L418 (modyfikacja spoiny tkaniną
szklaną praktycznie nie zmieniła wytrzymałości połączeń) może wpływać na procesy delaminacji zachodzące
pomiędzy klejonymi elementami, a przez to również na
trwałość zmęczeniową połączeń.
Tabela 2. Porównanie wytrzymałości na odrywanie spoin wykonanych Epidianem 57/Z1 i tworzywem L418 [11]
L418
L418
+ tkanina szklana
Epidian
57/Z1
33,64 ± 4,25
MPa
33,83 ± 4,70
MPa
28,51 ± 4,78
MPa
Charakter złomów (por. rys. 4) wskazywał na istotny
wpływ wtórnych momentów gnących na trwałość połączeń. W związku z tym zmiana sztywności na zginanie
w połączeniach, gdzie stosowano elementy C i D, miała
decydujący wpływ na trwałość zmęczeniową połączeń.
Podwyższenie sztywności w łączonym elemencie, poprzez zastosowanie tkaniny węglowej, zwiększyło trwałość połączeń o rząd wielkości. Dodatkowo większa
sztywność łączonego elementu spowodowała, że linia
zniszczenia próbki przesunęła się w stronę zewnętrznej
krawędzi połączenia. Dla tego rodzaju próbek (z warstwą
tkaniny węglowej) nie otrzymano złomów podobnych do
prezentowanych na rys. 4. Badania przerwano, ponieważ zniszczeniu uległy łby nitów, a na zewnętrznych powierzchniach elementów hybrydowych nie obserwowano
widocznych śladów pęknięcia – rys. 5.
Rys. 5. Fragment szwu nitowego z uszkodzonym łbem nitu po
badaniach trwałościowych
Próbki z elementem D charakteryzowała mniejsza
trwałość zmęczeniowa, co jak się wydaje również ma
związek z mniejszą sztywnością na zginanie samego
elementu D. Udział objętościowy kompozytu wykonanego na bazie włókna szklanego w materiale był największy
ze wszystkich badanych materiałów, co spowodowało, że
materiał miał najniższą sztywność na zginanie. Zgodnie
z wcześniejszymi spostrzeżeniami mniejsza sztywność
miała wpływ na mniejszą trwałość samego połączenia.
Wnioski
Na podstawie wykonanych badań eksperymentalnych
można stwierdzić, że w naprawach uszkodzonych struktur lotniczych obok materiałów kompozytowych i metali,
z powodzeniem mogą być używane materiały o strukturze laminatu włóknisto-metalowego. Wykazano również,
że:
•• trwałość zmęczeniowa materiału hybrydowego
(w połączeniu jednozakładkowym) zależy istotnie od
właściwości mechanicznych tworzywa adhezyjnego,
w tym przede wszystkim od jego wytrzymałości adhezyjnej. Większa wytrzymałość adhezyjna tworzywa (mierzona wytrzymałością na odrywanie spoin
klejowych) przekłada się na większą trwałość zmęczeniową materiału,
•• stosunkowo łatwo można zmieniać właściwości mechaniczne i użytkowe materiałów o strukturze laminatu włóknisto-metalowego, chociażby poprzez dobór
różnych włókien, np. węglowych, w celu zwiększenia
sztywności elementu naprawczego.
Wykorzystując w naprawach tego rodzaju elementy,
należy jednocześnie pamiętać o tym, że:
•• nakładki wykonane z tego rodzaju materiałów mogą
być łączone techniką nitowania, z tym że należy
stosować specjalne techniki nitowania. Połączenia
nitowane i śrubowe muszą być wykonywane ostrożnie (bez dynamicznego oddziaływania przyrządów
w procesie nitowania) ze względu na możliwość powstania delaminacji w materiale,
•• wykonując laminaty metalowo-kompozytowe (gdzie
tworzywa adhezyjne utwardzane są w podwyższonej
temperaturze), proces utwardzania należy realizować z odpowiednimi naciskami. W przeciwnym wypadku elementy ulegną zniszczeniu poprzez delaminację już na etapie ich wytwarzania.
W trakcie wykonywania badań pojawiły się również
spostrzeżenia związane z rozwiązaniem problemu korozji
elektrochemicznej, która towarzyszy strukturom włóknisto-metalowym, wykonywanym na bazie włókien węglowych czy grafitowych i stanowi istotne ograniczenie użytkowe tych materiałów. Wydaje się, że można spowolnić
lub całkowicie wyeliminować proces korozji elektrochemicznej w materiałach hydrydowych poprzez wyizolowanie warstw włókien węglowych (grafitowych) za pomocą
warstw niebędących nośnikami ładunków elektrycznych,
np. warstw kompozytu szklanego. Potwierdzenie tych
spostrzeżeń wymaga jednak dodatkowych badań.
Praca naukowa finansowana ze środków Narodowego
Centrum Badań i Rozwoju w latach 2011-2012 jako projekt badawczy.
59
2/2012
LITERATURA
1. Joint Aviation Requirements, JAR-25, Large Aeroplanes. Global Engineering Documents, on behalf of
Joint Airworthiness Authorities Committees.
2. Jenkinson L., Simpkin P., Rhodes D.: Civil Jet Aircraft Design. Arnold – Hodder Headline Group, London 1999.
3. Baker A., Rose F., Jones R.: Advances in the bonded
composite repair of metallic aircraft structure. Elsevier Science Ltd, London 2002.
4. Duong C.N., Wang C.H.: Composite Repair. Elsevier
Inc, Oxford 2007.
5. Rośkowicz M.: Możliwości naprawy uszkodzonych
połączeń nitowych struktur lotniczych. Biuletyn WAT
1/ 2011, s. 257-271.
6. Domazet Z.: Eng. Fail. Anal. 3 (2) (1996) 137-147.
7. Godzimirski J.: Technologia produkcji płatowców.
WAT, Warszawa 2000.
60
Technologia i Automatyzacja Montażu
8. Sutherland B.J.: F-111 Structural Integrity Assessment; addressing RAAF concerns. Sacramento Air
Logistics Centre (MMKR) 82-1, Status Report, Sacramento Air Logistic Center, 1993.
9. Baker A.A, Jones R.: Bonded Repair of Aircraft
Structures. Martinus Nijhoff, 1988.
10. Surowska B.: Materiały funkcjonalne i złożone
w transporcie lotniczym. Eksploatacja i Niezawodność nr 3/2008, s. 30-40.
11. Godzimirski J., Rośkowicz M., Tkaczuk S.: Wytrzymałość połączeń klejowych. WAT Warszawa 2010.
_________________________
Dr inż. Marek Rośkowicz jest pracownikiem Instytutu Techniki Lotniczej Wojskowej Akademii Technicznej
w Warszawie.