Use of finite element method in an assessment of crack growth rate on a spar of light aircraft under variable amplitude loading

Dobra procena zamorne izdržljivosti vazduhoplovnih komponenti i sklopova je poslednjih decenija postala važan segment projektovanja. To se posebno odnosi na glavne strukturne elemente kao što su ramenjača krila, glavni okvir trupa i okovi, čiji bi eventualni lom usled zamora mogao da dovede do katastrofalnih posledica. Da bi se ispunili strogi zahtevi po pitanju bezbednosti, sprovode se brojna eksperimentalna ispitivanja koja su često skupa i dugotrajna. S obzirom na stalno prisutnu težnju proizvođača da vreme između idejnog projekta i gotovog proizvoda smanje na najmanju moguću meru, korišćenje metode konačnih elemenata (MKE) u proceni zamornog veka se pokazalo kao dobra alternativa eksperimentalnim ispitivanjima. Namena ovog rada je da pokaže da je korišćenjem MKE moguće doći ne samo do dobre procene ukupnog zamornog veka sklopa kao što je ramenjača lakog aviona, već da je moguće predvideti i broj ciklusa opterećenja koji će dovesti do stvaranja prsline određene dužine na ramenjači. Na osnovu rezultata ovakvih proračuna mogu se odrediti intervali preventivnih inspekcija koje bi predupredile nastanak katastrofalnog loma.In the last decades, the assessment of the service durability of aerospace components and assemblies has become an important segment of design. It is especially true for the main structural elements whose sudden failure could lead to the catastrophic consequences. In order to meet the strict safety requirements, a number of expensive and long experiments are carried out. Taking into account manufacturers' tendencies to shorten time-to-market periods, the use of finite element method (FEM) for the assessment of fatigue life has been proved as a good alternative to the experimental methods. The purpose of this paper is to show that it is possible, by using FEM, to obtain good estimation of the fatigue life of the spar assembly, as well as a good prediction of a number of load cycles which will propagate a crack on the spar to a certain length. On the basis of these results, it is possible to determine the proper inspections intervals which could prevent the catastrophic failure of the aircraft structure under variable amplitude loading