Desenvolvimento e implementação de uma metodologia de seguimento de vida de fadiga da aeronave Epsilon TB 30 da Força Aérea Portuguesa

Desenvolvimento e Implementação de uma Metodologia de Seguimento de Vida de Fadiga da Aeronave Epsilon TB 30 da Força Aérea Portuguesa Paulo Alexandre dos Santos Gameiro Alferes Aluno, Engenheiro Aeronáutico, NIP 136805-C Dissertação para obtenção do Grau de Mestre em Ciências Militares Aeronáuticas na especialidade de Engenharia Aeronáutica Júri Presidente: Major-General PILAV Joaquim Manuel Nunes Borrego Orientador: Prof.ª Virgínia Isabel Monteiro Nabais Infante Coorientador: Capitão ENGAER Bruno António Serrasqueiro Serrano Capitão TMMA Pedro Manuel da Ponte Antono Vogal: Prof. Doutor Manuel José Moreira de Freitas Sintra, Maio de 2016 A AC CA AD DE EM MI IA A D DA A F FO OR RÇ ÇA A A AÉ ÉR RE EA A ii Figura da capa retirada de [1] iii “Cantando espalharei por toda parte, Se a tanto me ajudar o engenho e arte” Luís Vaz de Camões iv v Agradecimentos Gostaria de começar por agradecer à Direção de Engenharia e Programas da Força Aérea, bem como à Direção de Manutenção de Sistema de Armas pela oportunidade de poder elaborar o trabalho final de curso, numa área tão interessante como de importante para a instituição. Queria agradecer, de igual modo, à parte da manutenção da Esquadra 101 pelo apoio e dedicação prestados em todos os momentos, em especial ao Major Paulo Sacramento, ao Capitão Jorge Pestana e à Direção de Estruturas. À Professora Virgínia Infante, pela disponibilidade e apoio prestados, bem como por todo o auxílio especialmente na fase de interpretação de resultados. Ao Capitão Bruno Serrano pela constante partilha de conhecimentos e motivação que me foi transmitindo ao longo do tempo. Reconheço que sem ele não teria sido possível ir tão longe. Ao Capitão Pedro Antono pela informação disponibilizada em relação a instrumentações assim como pelo interesse demonstrado. À grande família, os Torques, pela camaradagem, união e entre ajuda. Quero agradecer também aos meus pais e ao meu irmão por todos os valores e princípios me transmitem todos os dias e fundamentam a pessoa que hoje sou. Foram incansáveis na motivação que me deram. Por último, com especial orgulho e carinho, agradecer à Sofia por toda ajuda dispensada, motivação e por sobretudo me fazer acreditar que a força não se esgota mesmo nos momentos mais difíceis. vi vii Resumo A instrumentação de aeronaves é essencial para que os fabricantes possam validar as cargas teóricas projetadas e assim corrigirem os respetivos modelos analíticos e de elementos finitos desenvolvidos na fase de projeto da aeronave. Contudo, as instrumentações não se limitam apenas às fases de desenvolvimento e certificação das aeronaves. Uma instrumentação permite em qualquer fase de vida de uma aeronave, monitorizar os parâmetros de voo que traduzem a dinâmica dessa aeronave, bem como fornecer informação sobre o meio que a envolve. As instrumentações são atualmente muito utilizadas para estudos no campo da fadiga. O objetivo deste trabalho é prever o tempo de vida de fadiga (TVF) das aeronaves Epsilon TB 30 da Força Aérea Portuguesa (FAP), a partir de espetros de carga recolhidos em voo. A presente dissertação inicia-se com um estudo de mercado em termos de tecnologia disponível para a instrumentação de uma das aeronaves. Posteriormente, após se implementar a instrumentação e recolher os espetros de acelerações verticais, é utilizado o método Level Cross Counting para fazer a contagem dos ciclos de carga. São então testadas várias formas de tratamento de sinal, conforme bibliografia encontrada. Através do cálculo do Dano Acumulado é finalmente possível chegar à previsão do TVF da aeronave. Foi também desenvolvido um programa em MATLAB capaz de carregar os ficheiros de voo e fazer toda a análise aqui descrita de forma computorizada. Toda a análise de resultados foi feita com base em 51 voos recolhidos, correspondentes a cerca de 62.58 horas de voo (HV). Das conclusões obtidas, constatou-se que os voos de acrobacia FAP são mais severos que o expectável pelo Fabricante. Em voos de navegação, acontece o oposto. Na média de todos os voos, foi obtida uma severidade FAP um pouco mais baixa que o Fabricante. Em relação à previsão do TVF, foi obtido um total de cerca de 34000 HV para um coeficiente de segurança de 3 imposto pelo fabricante. Palavras-chave: Fadiga, Instrumentação, Espetro, Level Cross Counting, Ciclos de carga viii ix Abstract The instrumentation of aircraft is essential for manufacturers to validate theoretical projected loads and thus to correct the respective analytical and finite element models developed during the early design phase. However, the utility of instrumentation is not limited to the stages of development and certification of the aircraft, as it can be used at any stage in the life cycle of an aircraft, to monitor flight parameters that reflect the dynamics of its operation and provide information about the flow conditions surrounding it. Instrumentation of this nature is currently widely used for studies in the field of fatigue. The objective of this particular study is to predict the fatigue lifetime of the Epsilon TB 30 aircraft of the Portuguese Air Force (PoAF) from load spectra collected in flight. This work is introduced by a market study of the available technology for the instrumentation of the platform. Subsequently, after the implementation of the selected solution and the collection of a spectrum of vertical accelerations, the Level Cross Counting method is used for counting load cycles. Then, various forms of signal processing are tested, in line with past studies present in the literature. Through the cumulative damage calculation is finally possible to achieve a forecast of the aircraft’s fatigue lifetime. Additionally, a code capable of loading all collected flight data and executing the analysis just described in an automated fashion was implemented in MATLAB. All presented results are based on all 51 flights for which data was collected, corresponding to approximately 62.58 flight hours. It was found that PoAF’s aerobatic flights are more severe than expected by the manufacturer. In navigation flights, however, the opposite is true. On average, the calculated overall severity is somewhat lower than estimated by the manufacturer. Regarding the prediction of fatigue lifetime, a total of roughly 34 thousand flight hours were determined with a safety factor of 3, as prescribed by the manufacturer. Keywords: Fatigue, Instrumentation, Spectrum, Level Cross Counting, Load cycles xvi xvii Índice de Figuras Figura 1.1 - Mecanismo de formação de intrusões e extrusões [20] ……………………….……........9 Figura 2.2 - Representação esquemática da propagação microscópica e transcristalina de uma fenda de fadiga nas fases I e II [32] ………………………………………………………....…..10 Figura 2.3 – a) Representação esquemática do mecanismo de fratura por fadiga [14], b) Superfície de fratura para uma elevada tensão nominal aplicada, c) Superfície de fratura para uma baixa tensão nominal aplicada [21]…………………………….……………….……….…11 Figura 2.4 - Representação esquemática de uma fenda [15] ………………………………..…….…12 Figura 2.5 - Representação esquemática de um carregamento cíclico a amplitude constante [23] ……………………………………………………………………………………………...….…13 Figura 2.6 – Representação esquemática da razão de tensões, R [24] …………………………....….14 Figura 2.7 – Representação esquemática de um carregamento cíclico a amplitude constante [15] ……………………………………………………………………………………..…..15 Figura 2.8 – Representação esquemática de um possível carregamento irregular [Modificado de 33]………………………………………………………………………………...….15 Figura 2.9 – Representação esquemática do Método Rainflow: a) história de carga, tensão ou extensão, b) ilustração da contagem Rainflow; c) resultado da contagem [4] ………………………..16 Figura 2.10 – Representação esquemática do Método Level Cross Counting [25] …………………..17 Figura 2.11 – Curvas S-N para alumínio 2024-T3, para vários valores de R [29] …..............18 Figura 2.12 – Representação do espetro de carga em escala logarítmica em [30]………………….19 Figura 2.13 – Regra do trapézio [30] …………………………………………………………………20 Figura 3.1 – Sensibilidade em termos de face ao custo de aquisição, para cada área de aplicação [37] ………………………………………………………………………...........................22 Figura 3.2 – Sistema Massa-Mola [37] …………………………………………………………..…..22 xviii Figura 3.3 – a) Principio de funcionamento de um acelerómetro piezoresistivo, b) Exemplo de um acelerómetro piezoresistivo [42] ………………………………………………………………………23 Figura 3.4 – a) Principio de funcionamento de um acelerómetro de capacitância variável, b) Exemplo de um acelerómetro de capacitância variável [43] …………………………..………… 23 Figura 3.5 – a) Principio de funcionamento de um acelerómetro piezoelétrico [41], b) Exemplo de um acelerómetro piezoelétrico [44] …………………………………….…………… 24 Figura 3.6 – Tecnologia disponível, a) Acelerómetro G-Link-LXRS, b) Acelerómetro Shock 101-50, c) Acelerómetro MSR 165 ……………………………………………………...……. 26 Figura 3.7 – Resposta em frequência, obtida pelo programa MATLAB, para o filtro passa-baixo utilizado, do tipo Butterwoth ………………………………………………………...………………. 29 Figura 4.1 - Aeronaves Epsilon TB 30 ……………………………………………………………….31 Figura 4.2 – Representação aproximada para o CG da aeronave [63] …………………………….…32 Figura 4.3 – Localização do conjunto, suporte e acelerómetro MSR 165 a) Vista geral, b) Vista pormenorizada ……………………………………………………………………………………...…33 Figura 4.4 – a) Representação esquemática da travessa do quadro C2 [12], b) Representação esquemática do encaixo da longarina principal com a travessa do quadro C2 [63] ……………….….34 Figura 4.5 – Fissura do quadro detetada pelo CEAT [64] ……………………………………..….…34 Figura 4.6 – Modelação do suporte para o MSR 165 em SOLIDWORKS, a) vista exterior, b) vista interior ……………………………………………………………………………………………..….36 Figura 4.7 – Vista lateral do suporte …………………………………………………………………36 Figura 4.8 – Imagem real do suporte do equipamento MSR 165 em diferentes perspetivas, a) vista interior, b) vista exterior …………………………………………………………….………. 37 Figura 4.9 – Esquema elétrico de ligação do switch On/Off de gravação de dados ………………….38 Figura 5.1 – Representação dos eixos de gravação do acelerómetro MSR 165 ……………….…….39 Figura 5.2 – Sensor de pressão que vem acoplado ao acelerómetro ………………………………....39 Figura 5.3 – Registo de um voo típico que envolva acrobacia ………………………………………40 Figura 5.4 – Esquema da cadeia de medição …………………………………………………………41 Figura 5.5 – a) Janela principal do software do MSR 165, b) Nome do ficheiro criado pelo software do MSR 165 e alterado com o tipo de missão …………………………………………………...……44 xix Figura 6.1 – Fluxograma simplificado do programa desenvolvido em MATLAB……………….………45 Figura 6.2 – Espetro de acelerações (azul escuro) e espetro de pressão (azul claro) para um voo aleatório, a) Espetros iniciais, b) Espetros selecionados para análise …………………………...……46 Figura 6.3 – Aplicação do filtro passa-baixo ao espetro inicial ………………………………...……47 Figura 6.4 – Aplicação do bloco resample a um espetro inicial ………………………………….….48 Figura 6.5 – Situações espectáveis de ocorrerem num espetro …………………………………..…..48 Figura 6.6 – Aplicação do bloco pico-vale a um espetro inicial ……………………………….….…49 Figura 6.7 – Ilustração do método range …………………………………………………………….………49 Figura 6.8 – Aplicação do bloco range a um espetro inicial …………………………………………50 Figura 6.9 – Exemplo de aplicação do método Level Cross Counting …………………………….….....50 Figura 6.10 – Espetro acumulado FAP versus espetro acumulado Fabricante ………………….……51 Figura 6.11 – Representação das diferenças FAP/Fabricante para o espetro da figura 6.10 …………52 Figura 6.12 – Aplicação da função de transferência ………………………………………………….52 Figura 6.13 – Representação das áreas Si para o espetro da figura 6.10 ………………………….…..53 Figura 7.1 – Primeiro conjunto de modificações ao código inicial da figura 6.1 ……………………58 Figura 7.2 – Segundo conjunto de modificações ao código inicial da figura 6.1 ……………….….. 60 Figura 7.3 – Opção F em comparação com a opção E …………………………………………….…61 Figura 7.4 – Espetros de ocorrências acumuladas para acrobacia a vários valores de Range ……….62 Figura 7.5 – Espetros de ocorrências acumuladas para navegação a vários valores de Range …...…62 Figura 7.6 – Curva N/Nr para o espetro FAP Total respeitante ao espetro da figura 7.9……………..64 Figura 7.7 – Representação esquemática para o fenómeno da extremidade pontiaguda no espetro de ocorrências acumuladas …………………………………………….…………………. 65 Figura 7.8 – Espetro de tensões FAP versus Fabricante para todos os voos, e tensão equivalente FAP versus tensão equivalente Fabricante…………………………………………..……65 Figura 7.9 – Espetro de ocorrências acumuladas FAP versus Fabricante para o total dos voos ....….66 Figura 7.10 – Espetro de ocorrências acumuladas FAP versus Fabricante corrigido pelo Mission Mix …………………………………………………………………………………………………69 xx xxi Nomenclaturas BA11 Base Aérea 11 BA1 Base Aérea 1 CEAT Centre d Essais Aeronautique de Toulouse FAP Força Aérea Portuguesa IRAN Inspection and Repair as Necessary FLMS Fatigue Life Monitoring System DMSA Direção de Manutenção do Sistema de Armas DEP Direção de Engenharia e Programas TVF Tempo de Vida de Fadiga ASTM American Society for Testing and Materials FAA Federal Aviation Administration ASME American Society of Mechanical Engineers HCF High Cycle Fatigue LCF Low Cycle Fatigue NLR National Aerospace Laboratory MEMS Micro Electro Mechanical Systems MSR Modular Signal Recorder CS Coeficiente de Segurança HV Horas de voo RMS Root Mean Square FFT Fast Fourier Fransform AGARD Advisory Group for Aerospace Research and Development USAF United States Air Force PoAF Portuguese Air Force xxii xxiii Lista de Símbolos σ Tensão nominal remotamente aplicada Fator de Intensidade de Tensões Fator geométrico Comprimento da fissura Tenacidade à fratura Tenacidade à fratura modo I Amplitude de tensão do ciclo Gama de tensão do ciclo Tensão média R Razão de tensões Fator de concentração de tensões N Número de ciclos Nz Aceleração vertical Nr Número de ciclos para a rutura N Número de ciclos para a rutura M Declive da reta b Ordenada na origem da reta Tensão máxima Tensão máxima Seq Tensão equivalente no ciclo Smáx Tensão máxima no ciclo Si Área para o cálculo do Dano Dano do Fabricante para 1000 horas de voo Dano do Fabricante para 89458 horas de voo Dano da FAP para 1000 horas de voo Dano FAP para o tempo de vida de fadiga Tempo de vida de fadiga FAP xxiv 1 Capítulo 1 1 Introdução 1.1 Enquadramento Esta dissertação de mestrado surgiu da necessidade de avaliar a integridade estrutural das aeronaves que equipam a esquadra 101 – “Roncos” da Força Aérea Portuguesa (FAP), sedeada na Base Aérea 1 (BA1) em Sintra. A instrumentação de aeronaves é fundamental para que os fabricantes possam validar as cargas teóricas projetadas e assim corrigirem os respetivos modelos analíticos e de elementos finitos desenvolvidos na fase de projeto da aeronave. Contudo, as instrumentações não se limitam apenas às fases de desenvolvimento e certificação das aeronaves. Desse modo, as aeronaves mais recentes possuem sistemas de monitorização da integridade estrutural instalados permanentemente para avaliação da severidade de operação em tempo real. As instrumentações são também frequentes em aeronaves com muitas horas de operação (históricas) e em aeronaves em que seja necessário aferir a severidade de operação, independentemente da fase da vida em que a aeronave se encontre. Atualmente, tendo em vista a otimização dos intervalos de inspeção das aeronaves de acordo com a severidade de operação, foi importante efetuar um novo estudo sobre o espetro de operação das aeronaves Epsilon TB 30 da FAP. Em 2003 procedeu-se à instrumentação de uma das aeronaves, tendo sido monitorizadas cerca de 70 horas de voo correspondentes a um curso de formação de alunos piloto na aeronave. À data da realização deste estudo, as aeronaves operavam a partir da Base Aérea 11 (BA11) em Beja, tendo-se concluído que o espetro de operação das aeronaves era ligeiramente mais severo do que o espetro de operação utilizado nos ensaios à escala real realizados pela SOCATA1. O espetro de operação aqui referido encontra-se na norma MIL.A 008-866 A. Estes ensaios terão sido realizados através da monitorização da operação das aeronaves da Força Aérea Francesa no Centre d Essais Aeronautique de Toulouse (CEAT). Em 2009, com base nos resultados obtidos em 2003 foi efetuado um estudo sobre a severidade de operação com vários métodos de contagem de ciclos e diferentes metodologias de análise. Nesse estudo foi comparada a severidade de operação da FAP com a do fabricante, com base no cálculo do dano e na propagação de fissuras. Foi desenvolvida uma metodologia de previsão da propagação de fissuras de modo a ajustar os intervalos de inspeção à severidade de operação. 1 Fabricante da Aeronave Epsilon TB 30 8 fissuras poderiam ser causadas por defeitos do material ou devido aos ciclos de fadiga. Desta forma, o fabricante da aeronave teria de provar com base em cálculos e ensaios que o tempo de vida da aeronave foi determinado com base na resistência dos componentes à fadiga. Projetar uma aeronave com base na tolerância ao dano passou a requerer um acompanhamento em termos de manutenção e inspeção muito complexo para assegurar que o componente é substituído antes de ruir [12]. Mais tarde em 1988, Fatemi e Socie apresentaram um modelo baseado no trabalho e investigação desenvolvidos por Brown e Miller. Neste novo modelo, a deformação normal foi substituída pela tensão normal, a qual contribui para a separação das superfícies da fenda, reduzindo as forças de fricção, e que simultaneamente com a deformação ao corte possibilita uma contabilização mais adequada do crescimento da fenda [10]. Com a pesquisa aqui efetuada no que diz respeito à evolução histórica do conceito de fadiga, percebeu-se que os conceitos de fadiga têm vindo a alterar-se ano após ano. Com as novas descobertas que têm sido feitas, tem-se conseguido de alguma forma melhorar os sistemas de monitorização de fadiga e consequentemente evitar acidentes provocados por fadiga como foi o caso bastante conhecido do acidente com um Boeing 737-297 da Aloha Airlines em 1988. Esta breve abordagem permitiu também perceber que a fadiga é uma área do Comportamento Mecânico dos Materiais que se baseia essencialmente em leis empíricas e aproximadas, não devendo ser tomadas como exatas e como verdades absolutas [12]. 2.2 Definição do conceito de fadiga A fadiga resulta de um conjunto de solicitações dinâmicas a que os diferentes componentes mecânicos estão sujeitos. Das várias definições que podem ser apresentadas, a fadiga é um processo de alteração estrutural permanente, progressivo e localizado que ocorre num material sujeito a condições que produzam tensões ou extensões dinâmicas, num ponto ou em vários pontos e que pode culminar em fendas ou numa fratura completa após um número suficiente de variações de carga [15,16]. Segundo [14], define-se fadiga como a degradação das propriedades mecânicas que levam à falha do material ou do componente devido à presença de carregamentos cíclicos no tempo. Esta definição exclui o chamado fenómeno de fadiga estática que poderá ocorrer em materiais frágeis e que poderá ser usado muitas vezes para descrever fenómenos de fratura provocada por corrosão sob tensão (Stress Corrosion Cracking). Segundo o autor, 90% das falhas que ocorrem em componentes metálicos expostos a movimento, devem-se a fenómenos de fadiga. Entre muitas soluções por forma a evitar falhas devido à fadiga, destacam-se algumas tais como: - Desenvolvimento de materiais económicos com elevada resistência à fadiga; - Desenvolvimento de métodos de conceção e cálculo de estruturas sujeitas a fadiga; - Desenvolvimento de métodos de controlo dos equipamentos sujeitos à fadiga. Em fadiga, o número de ciclos de aplicação de carga até à fratura consiste na soma do número de ciclos de nucleação e iniciação da fenda mais o número de ciclos de carga na fase de propagação [15]. 9 Nucleação da Fenda Crescimento Microscópico da(s) fenda(s) Propagação da(s) fenda(s) Fratura Final 2.3 Caracterização do mecanismo de fratura por fadiga A fratura por fadiga é provocada pela nucleação e propagação mais ou menos lenta de fendas que aparecem numa peça submetida a tensões dinâmicas. O processo de fadiga pode ser dividido em três ou quatro fases sucessivas dependendo do autor. Porém em termos gerais podem ser descritos como [13]: Numa peça em que não exista qualquer tipo de defeito, a fenda por fadiga tende a iniciar-se sempre junto à superfície da peça onde a tensão seja máxima. Isto porque a nucleação das fendas por fadiga é facilitada junto aos grãos cristalinos que se encontrem à superfície da peça, uma vez que não é encontrada tanta resistência comparativamente com um grão interior. 2.3.1 Nucleação da fenda O processo de nucleação de uma fenda por fadiga está diretamente relacionado com a existência de descontinuidades e/ou singularidades do material onde se verifica um fator de concentração de tensões mais elevado. Estas singularidades denominadas por intrusões e/ou extrusões, são provocadas pela deformação plástica do material em resultado de um carregamento cíclico e ao longo de planos atómicos, levando à formação de fissuras [13,19]. A formação de intrusões e extrusões conforme a direção e sentido da tensão aplicada, bem como os respetivos deslocamentos ao longo dos planos atómicos, são apresentados na figura 2.1. Figura 2.1 - Mecanismo de formação de intrusões e extrusões [20] 10 2.3.2 Crescimento microscópico da(s) fenda(s) No que diz respeito ao crescimento microscópico das fendas, as fissuras por fadiga são predominantemente transcristalinas e não são visíveis à vista desarmada, compreendendo uma gama de 2 a 5 vezes o tamanho de grão. Encontra-se esquematicamente representada na figura 2.2 em vista microscópica, uma fenda de fase I bem como a sua direção de propagação. Como se pode verificar, quando a fenda de fase I atinge uma determinada dimensão, sofre uma inflexão e passa a propagar-se segundo a direção perpendicular à tensão principal máxima, constituindo uma fenda de fase II. Esta já poderá ser observada à vista desarmada e possui um crescimento que poderá ser caraterizado pelos métodos da mecânica da fratura [13]. Figura 2.2 - Representação esquemática da propagação microscópica e transcristalina de uma fenda de fadiga nas fases I e II [32] 2.3.3 Propagação da(s) fenda(s) Em relação à 3ª fase proposta por Branco [13], fase da propagação de fenda, consideram-se três modos de propagação: por estrição dúctil, por coalescência de microcavidades e por microclivagem. O processo de estricção dúctil é o mais importante pois devido às sucessivas posições da frente da fenda, a superfície de fratura apresentará estrias. O processo de estrição sendo um dos mais importantes foi explicado inicialmente por C. Laird de acordo com Branco [13]. Quando uma fenda com a sua frente aguçada é sujeita à tração em modo I (abertura axial), verifica-se um escorregamento dos planos a 45º com o plano da fenda na frente da mesma. Ao atingir-se a tensão máxima, a fenda avança por deformação plástica na direção da tensão de corte máxima e a extremidade da fenda torna-se curva. Na fase do ciclo em que há diminuição da carga, inverte-se o sentido de escorregamento na extremidade da fenda e as superfícies da fenda voltam novamente a aproximar-se, repetindose de seguida todo o processo. Este fenómeno dá origem ao aparecimento de estrias na superfície de fratura conforme já tinha sido referido anteriormente [12]. 11 2.3.4 Fratura final Na fase final de todo o processo dá-se a fratura final, caraterizada essencialmente por uma propagação instável da fissura, criando uma superfície irregular e que leva à separação das duas partes. Pode-se observar nas figuras 2.3 a) b) c), uma representação esquemática bem com a morfologia da superfície de fratura para diferentes cargas cíclicas aplicadas, respetivamente. Figura 2.3 – a) Representação esquemática do mecanismo de fratura por fadiga [14], b) Superfície de fratura para uma elevada tensão nominal aplicada, c) Superfície de fratura para uma baixa tensão nominal aplicada [21] Nas figuras anteriores estão presentes várias zonas, entre elas, uma zona inicial que é a denominada zona de nucleação. Numa zona subadjacente a esta, encontra-se a zona de propagação onde podem ser observadas bandas concêntricas ao ponto de iniciação e visíveis a olho nu, denominadas linhas de paragem (Beach Marks). Na parte final tem-se a zona de superfície de fratura instável, onde o material já não consegue suportar a carga aplicada. A rugosidade e textura desta superfície são bastante variáveis dependendo da magnitude da tensão aplicada e também devido ao facto de se estar perante um material dúctil ou frágil. A figura 2.3 b) mostra precisamente um caso onde a tensão nominal aplicada é elevada, produzindo uma superfície com textura facetada. Ao invés, quando a tensão aplicada é mais baixa, tem-se uma zona de fratura final mais suave como se pode verificar na figura 2.3 c). A textura da superfície de fratura também depende fortemente do tipo de material presente, se dúctil (maior plasticidade), ou se frágil (menor plasticidade). Normalmente, numa fratura dúctil existe sempre alguma estrição associada, chamado efeito de Necking. 2.4 Fator de intensidade de tensões Em função da configuração geométrica do tipo de fenda, do componente e da carga aplicada, pode definir-se fator de intensidade de tensões que expressa a magnitude do campo de tensões nas proximidades da fenda (figura 2.4). a) b) c) 12 Figura 2.4 - Representação esquemática de uma fenda [15] Na equação 2.2, representa o fator geométrico de carácter adimensional que depende do componente, do tamanho e geometria da fissura. A variável representa o comprimento da fissura e a tensão nominal remotamente aplicada. Diz-se tenacidade à fratura, para condições críticas onde ocorre fratura do material. Para tamanhos de provetes consistentes com o modo I (abertura axial) de solicitação da fissura, diminui com o aumento da espessura do provete tendendo, assim, para um valor em estado plano de deformação [15]. 2.5 Parâmetros que influenciam o processo de iniciação e propagação de fendas De acordo com [13], o comportamento dos materiais à fadiga pode ser influenciado por uma série de parâmetros. Destacam-se os seguintes:  Acabamento superficial da peça: superfícies com elevado polimento e baixa rugosidade apresentam uma elevada resistência à fadiga em comparação com peças com acabamento menos aperfeiçoado. A justificação para tal acontecimento, deve-se ao facto de imperfeições, riscos e impurezas serem responsáveis por desenvolver pontos de concentração de tensões que levam mais rapidamente à iniciação e possível propagação de fissuras;  Geometria e tamanho da peça: um dos grandes problemas é fazer uma previsão de fadiga, utilizando curvas S-N resultantes de ensaios laboratoriais a pequenos provetes e conseguir extrapolar esses valores para grandes peças. Sabe-se, no entanto, que a resistência à fadiga diminui com o aumento do tamanho da peça. Uma possível explicação para tal facto está diretamente relacionada com o maior número de imperfeições. Isto é, uma peça maior terá certamente mais defeitos que uma peça de tamanho mais pequeno, logo será expectável que a peça maior tenha mais fissuras e portanto menos resistência à fadiga;  Tensão média: de acordo com a curva S-N o facto de a tensão média aumentar implica que a tensão limite de fadiga também aumente. Os conceitos inerentes a este ponto serão melhor explicados no subcapítulo 2.6;  Fator de concentração de tensões: este ponto já foi referido quando se falou do acabamento superficial da peça. Resumidamente, na presença de um fator de concentração de tensões elevado, a resistência à fadiga é menor nessa zona; 13  Meio ambiente: a ação simultânea de tensões dinâmicas e ataque químico, nomeadamente corrosão, leva mais facilmente à falência do material. A corrosão deve-se essencialmente ao facto da peça se encontrar em ambiente corrosivo na presença de uma elevada humidade atmosférica;  Temperatura de operação: na presença de ambientes de trabalho a elevadas temperaturas, um material poderá facilmente sofrer de fadiga térmica. Tal facto leva a que seja feito um estudo prévio das zonas de trabalho para se escolher o material mais adequado. 2.6 Ciclos de tensão de fadiga Quando se utiliza o termo fratura por fadiga de um componente, fala-se em fadiga provocada pela presença de uma solicitação dinâmica. A fadiga só se manifesta num componente se a tensão aplicada variar com o tempo. Podem-se considerar duas situações distintas, High Cycle Fatigue (HCF) em que existe a aplicação de um carregamento elevado, levando à fratura do componente num máximo de 104 – 105 ciclos e Low Cycle Fatigue (LCF) em que existe a aplicação de um carregamento baixo, levando à fratura do componente para um número maior do que 104 – 105 ciclos [13]. Os ciclos de tensão de fadiga podem dividir-se em dois grupos [22]: - Ciclos (solicitações) a amplitude de tensão constante; - Ciclos (solicitações) a amplitude de tensão variável. A fadiga a amplitude de tensão constante está geralmente associada a peças de máquinas rotativas, tais como eixos e engrenagens que apresentam uma dinâmica que se repete no tempo. Por outro lado, as ondas nos navios, a vibração nas asas das aeronaves bem como na sua fuselagem e o tráfego em pontes são exemplos de carregamentos variáveis em amplitude e frequência [22]. 2.6.1 Ciclos a amplitude de tensão constante Os ciclos a amplitude de tensão constante correspondem uma solicitação harmónica ao longo do tempo, com uma determinada frequência e amplitude conforme figura 2.5. Figura 2.5 - Representação esquemática de um carregamento cíclico a amplitude constante [23] 14 No seguimento desta temática, pode-se definir as seguintes equações de acordo com a figura 2.5, em que [MPa] representa a tensão local aplicada: em que representa a amplitude de tensão do ciclo, a gama de tensão do ciclo, a tensão média e R a razão de tensões. O parâmetro R indica o tipo de carregamento a que o material está a ser submetido. Se R>0, os ciclos de tensão oscilam de compressão para compressão. Se 1>R>0, tem-se a situação oposta em que as tensões oscilam de tração para tração. Se -1<R<0 tem-se tensões que oscilam entre tração para compressão. Existem situações específicas tais como R=0 que indicam um carregamento tipo pulsante em que a . Se R = -1, está-se numa situação em que (figura 2.6). Figura 2.6 – Representação esquemática da razão de tensões, R [24] 2.6.2 Ciclos a amplitude de tensão variável Solicitações em amplitude de tensão variável são mais prováveis de ocorrer em diversas situações. Este tipo de análise torna-se um pouco mais complexo e os estudos são realizados passando por uma simplificação da solicitação real. Esta passa a ser representada por uma combinação de carregamentos de amplitude constante no tempo chamados de blocos em que é o número de ciclos por cada bloco e a amplitude de tensão dos ciclos desse mesmo bloco (figura 2.7). 15 Figura 2.7 – Representação esquemática de um carregamento cíclico a amplitude constante [15] Muitas das vezes acontece que o carregamento para além de ser variável é irregular (figura 2.8), não sendo possível à primeira vista identificar os ciclos e agrupá-los em blocos. Se existe um carregamento irregular que varia em amplitude e algumas das vezes em frequência, tem-se que recorrer a métodos de contagem de ciclos conforme se pode observar no subcapítulo 2.7. Figura 2.8 – Representação esquemática de um possível carregamento irregular [Modificado de 33] 2.7 Métodos de contagem de ciclos Como já foi visto no subcapítulo anterior, nos casos em que a amplitude dos carregamentos e a sua frequência variam, torna-se difícil identificar um ciclo. De modo a prever a vida de um componente sujeito a uma história de carregamento irregular, é necessário reduzir essa história complexa a um número de eventos que possa ser mais facilmente quantificados, recorrendo a métodos de contagem de ciclos. Neste subcapítulo, entende-se por história um conjunto de ciclos, ou seja, acontecimentos que se realizam a uma dada amplitude e frequência [26]. Os ciclos podem ser contados usando histórias temporais de um determinado parâmetro do carregamento, tais como força, momento torsor, tensão, deformação, aceleração, etc. No âmbito desta tese, trabalhou-se com histórias temporais que envolveram acelerações verticais [ ]. É importante ainda, perceber alguns conceitos tais como pico, vale e semi-reversão. Entende-se por pico o ponto onde a primeira derivada da história load-time muda de positiva para negativa. Um vale é precisamente o oposto, onde a derivada muda de negativa para positiva. Por último, um ciclo é constituído por duas semi-reversões. 16 2.7.1 Método Rainflow Este é um dos métodos de contagem de ciclos mais conhecido, tendo sido originalmente proposto por Matsuishi e Endo [28] que se basearam na analogia de uma gota de chuva a escorrer num telhado. O procedimento do método encontra-se representado na figura 2.9 para uma história de eventos que consiste em quatro picos e quatro vales. Figura 2.9 – Representação esquemática do Método Rainflow: a) história de carga, tensão ou extensão, b) ilustração da contagem Rainflow; c) resultado da contagem [4] Pode-se se verificar que neste caso, obteve-se um total de 4 ciclos conforme figura 2.9 c). Segundo a bibliografia existente, nomeadamente NLR [27] e ASTM [25], este método é considerado um método de dois parâmetros. Existem dois tipos de implementação, a manual e a computacional. No âmbito desta revisão bibliográfica, será apenas descrita a implementação manual do processo. Esta obedece às seguintes regras: 1) Deve-se escolher um pico ou um vale de maior amplitude para se iniciar a contagem de ciclos; 2) É necessário ter em consideração que: a) Uma gota que inicia a queda num pico pára num vale que tenha no lado oposto um pico mais positivo do que aquele de onde partiu; 17 b) Uma gota que inicia a queda num vale pára num pico que tenha no lado oposto um vale mais negativo do que aquele de onde partiu; c) Uma gota pára se encontrar outra gota que vem de cima. 2.7.2 Método Level Cross Counting O resultado obtido através do método Level Cross Counting assemelha-se ao resultado obtido por um contador de , pois quantifica o número de vezes que um determinado nível de (patamar) foi alcançado. De acordo com ASTM [25], é efetuada uma contagem sempre que uma porção inclinada positiva da história de acelerações (parâmetro de interesse na presente dissertação) cruza um patamar localizado acima do patamar de referência (m). Na presente dissertação definiu-se patamar de referência a 0 G. De modo semelhante, cada vez que uma porção inclinada negativa da história de acelerações cruza um incremento localizado abaixo da referência é efetuada uma contagem. Adicionalmente, os cruzamentos com o patamar de referência, por uma porção inclinada positiva da história de deformação também são contados. Pode-se observar na figura 2.10 uma representação deste método em que cada ponto representa uma contagem, incluindo-se o resultado do número de ocorrências contabilizadas para cada nível (patamar). Importa referir que a escolha do patamar de referência não irá influenciar os resultados obtidos. Figura 2.10 – Representação esquemática do Método Level Cross Counting [25] As ocorrências contabilizadas poderão ser representadas num gráfico com escala semi-logarítmica em . Posteriormente, estas contagens poderão ser combinadas de modo a formarem ciclos completos, sendo que do ponto de vista de fadiga a combinação que provoca maior dano é obtida ao formar-se em primeiro lugar o maior ciclo possível. De seguida, forma-se o próximo maior ciclo e assim por diante, até todas as contagens terem sido utilizadas. Este processo será explicado com mais detalhe no subcapítulo 2.8. 2.8 Cálculo do Dano Como foi visto na figura 2.7, após simplificação da história de eventos, obtiveram-se vários blocos a amplitude constante. Por aplicação da Lei de Miner é possível proceder ao cálculo do dano [13], através da seguinte expressão: 24 3.3.4 Acelerómetros Piezoelétricos O seu princípio de funcionamento assenta na existência de um elemento básico, um bloco de cristal com características piezoelétricas ao qual se encontra fixo uma massa inercial. Esta quando submetida a uma aceleração, pressiona o cristal que por sua vez gera uma diferença de potencial à sua superfície. É possível, então, relacionar a tensão gerada com a aceleração a que a massa está sujeita. A principal vantagem desta tecnologia prende-se com a sua reduzida dimensão, uma vez que a massa e o cristal podem ser muito pequenos. Este sistema possuiu uma frequência própria na ordem dos milhares de e o tipo de amortecimento oferecido pelo material é muito baixo, nunca sendo nulo. É um tipo de acelerómetro bastante flexível, no entanto, devido às características do material que o compõe, a sua utilização em regime estático não é possível, visto que o material apenas produz um certa diferença de potencial quando carregado dinamicamente (figura 3.5). Figura 3.5 – a) Principio de funcionamento de um acelerómetro piezoelétrico [41], b) Exemplo de um acelerómetro piezoelétrico [44] 3.4 Tipologia dos parâmetros medidos e respetiva frequência de amostragem A instrumentação em causa resulta da necessidade de se fazer uma análise de fadiga à frota Epsilon TB 30. Faz parte do projeto de instrumentação desenvolver um sistema capaz de recolher acelerações em voo que posteriormente sejam tratadas recorrendo a métodos de análise de fadiga. Segundo a bibliografia existente [46,47,49,50], as acelerações que contribuem maioritariamente para a fadiga são resultado de manobras que a aeronave efetua, com frequências até um máximo de 0.5 Hz dependendo do tipo de manobra, e de acelerações provocadas por turbulência do ar e rajadas, também denominadas por gust loads. Estas já possuem frequências mais elevadas podendo ir até 100 Hz. As mais danosas são aquelas que ocorrem a frequências mais baixas, até um máximo de 5 a 10 Hz. As frequências acima de 100 Hz podem resultar de vibrações estruturais, vibrações provocadas pelo funcionamento do motor, etc., não sendo importantes para o estudo de fadiga. Pelo Teorema de Nyquist [48], a frequência de amostragem de um sinal analógico, para que possa posteriormente ser reconstruído com o mínimo de perda de informação, deve ser maior ou igual a duas vezes a largura de banda desse sinal. Desta forma, para que se possam captar acelerações que contribuam para a fadiga, isto é, até um máximo de 10 Hz, tem que ser observada uma frequência de amostragem de pelo menos 20 Hz. Esta ideia vem reforçada na publicação AGARD/Fatigue Management [47], uma proposta de instrumentação para a Força Aérea Italiana em que é usada uma frequência de amostragem de 16 Hz. Nesta mesma bibliografia, a) b) 25 em aplicação à aeronave F-18, foi utilizada uma frequência de amostragem de 20 Hz. Numa outra fonte [45], foi mais uma vez recomendado o uso de frequências na ordem dos 20 Hz de frequência de amostragem para este tipo de análises. Também em [46], documento elaborado para a Força Aérea Inglesa, sugere-se uma frequência de amostragem de 20 Hz na instrumentação da aeronave Islander ZG989. No que diz respeito a outro tipo de parâmetros, importa também fazer o registo da pressão estática registada pela aeronave, para posteriormente se conseguir descrever o perfil de voo em termos de altitude de voo. A frequência de amostragem para este parâmetro não segue nenhuma norma, uma vez que a aeronave voa a baixas velocidades, considerado regime subsónico. 3.5 Principais requisitos inerentes à instrumentação Epsilon TB 30 Numa fase inicial da instrumentação existem alguns aspetos que devem ser tomados em consideração [51]. Abaixo encontram-se listados os principais aspetos para a instrumentação em questão: 1. Preferência de gravação de acelerações em 3 eixos – Apesar de para a análise de fadiga apenas se necessitar de medir acelerações verticais na aeronave, poderá ser interessante para trabalhos futuros, possuir o registo das acelerações nos outros eixos da aeronave; 2. Resistência ao meio ambiente – Uma vez que o dispositivo foi instalado no interior do cockpit não estava exposto a condições meteorológicas adversas, por isso não existiram requisitos obrigatórios neste campo; 3. Interferências eletromagnéticas – Posteriormente à instrumentação foram realizados testes de interferência eletromagnética com os sistemas da aeronave. Requereu-se um sistema de gravação que funcionasse com baixas diferenças de potencial (Volts), na ordem dos 5 V para que a interferência fosse reduzida ou inexistente; 4. Implicações de segurança – Neste campo a análise foi realizada em conjunto com o suporte projetado para o acelerómetro. Em termos de aquisição do equipamento, não existiram requisitos iniciais; 5. Dimensões – Uma vez que o local a instrumentar apresentava pouco espaço, foi requisito essencial que o equipamento de gravação tivesse dimensões reduzidas. 6. Peso do equipamento – Tendo em conta que o equipamento tinha como aplicação o meio aeronáutico, foi requisito inerente que este possuísse um peso o mais reduzido possível. 7. Frequência de amostragem – O acelerómetro deveria permitir uma frequência de amostragem com um mínimo de 20 Hz conforme recomendado na bibliografia disponível; 26 8. Autonomia de bateria – Foi importante a escolha de um equipamento com autonomia, pois a utilização de um sistema de gravação com recurso a energia da aeronave iria trazer muitas mais alterações e consequentemente, muitos mais testes teriam de ser realizados por forma a garantir a aeronavegabilidade do sistema. Foi também primordial possuir um sistema com uma autonomia considerável em termos de duração de bateria (de pelo menos uma semana), porque assim menos vezes teria de ser posto à carga, e menos horas de trabalho seriam gastas neste processo, por mais rápido que ele fosse; 9. Capacidade de memória – Foi também relevante possuir uma considerável capacidade de memória (capacidade de gravar todos os voos de pelo menos uma semana). Novamente, mais capacidade de memória, menos horas de trabalho seriam gastas no processo de recolha de dados; 10. Custos de aquisição do equipamento – Foi expectável encontrar tecnologia capaz de cumprir os requisitos a uma boa relação qualidade/preço. Definiu-se um limite máximo na ordem dos 1000€ para este tipo de equipamentos. 3.6 Tecnologia disponível no mercado De seguida serão apresentadas algumas possibilidades para a instrumentação da aeronave em termos de tecnologia disponível no mercado (figura 3.6). Todas elas de alguma forma satisfazem os requisitos definidos no subcapítulo 3.5. Figura 3.6 – Tecnologia disponível, a) Acelerómetro G-Link-LXRS, b) Acelerómetro Shock 101-50, c) Acelerómetro MSR 1652 Após a elaboração de um estudo de mercado, conforme tabela 3.1, pôde-se facilmente chegar à conclusão que o equipamento que melhor se adapta às necessidades do estudo em questão é o MSR 165. Este equipamento é ajustável para uma frequência de amostragem de 25 Hz, muito próxima da frequência pretendida, peso e dimensões reduzidos, excelente autonomia de bateria e uma tensão de funcionamento relativamente baixa na ordem dos 3.6 V. Este equipamento possui a capacidade de acoplar sensores externos entre eles, o sensor de pressão estática pretendido, bem como uma ficha na possibilidade de se ligar/desligar da gravação a partir de um 2 A datasheet do equipamento poderá ser consultada em anexo a) b) c) 27 switch. Apresenta também a capacidade de gravação de dados em cartão de memória, uma mais-valia na capacidade de armazenamento de dados. Uma segunda possibilidade passava pela opção G-Link-LXRS uma vez que possuia a capacidade de fazer a transferência dos dados via Wireless para o recetor, num raio máximo de 2 Km sem obstáculos. Seria vantajoso uma vez que não seria necessário haver uma pessoa responsável pela recolha dos dados. Foi no entanto esperado que o uso deste sistema envolvesse alguns problemas de interferência eletromagnética com os sistemas da aeronave, pelo que não seria aconselhável. Em termos de custos de aquisição, o MSR 165 apesar de não ser o mais acessível foi o único que cumpriu todos os requisitos necessários. É um equipamento com um vasto leque de aplicações entre elas, indústria automóvel, monitorização de encomendas, construção civil e na indústria aeroespacial. Este equipamento também já foi usado pela Força Aérea Inglesa na instrumentação das suas aeronaves conforme se encontra mencionado no documento [46]. Este foi portanto o equipamento escolhido para a instrumentação da aeronave Epsilon TB 30. Tabela 3.1 – Comparação das caraterísticas de três acelerómetros Acelerómetros G-Link-LXRS Shock 101-50 MSR 165 Transmissão de dados via USB    Registo de acelerações nos 3 eixos    Dimensões 584321 8911226 397223 Peso do equipamento 40g 340g 69g Frequências de amostragem disponíveis superiores a 1 Hz 1, 2, 4, 8, 16, 32, 64, 128, 256, 512 512 1, 25, 50, 100, 200, 400, 800, 1600 Autonomia de bateria 7 dias 7 dias 24 dias3 Tensão e energia da bateria 3.7 V, 220 mAh 9 V 3.6 V, 900 mAh Capacidade de memória 1.000.000 leituras4 1.400.000 leituras 2.000.000 leituras Custo de aquisição 2000€ 574€ 1800 € 3 Autonomia de bateria média para uma frequência de amostragem de aproximadamente 20 Hz e uma média de gravação de 8 horas por dia 4 Entende-se por 1 leitura, o registo em memória de 1 ponto de duas coordenadas 28 3.7 Filtros de processamento de sinal Após a recolha dos dados de aceleração vertical obtidos em voo, existiu a necessidade de fazer um tratamento da informação de forma a eliminar ruído que nela existisse. Como já foi referido anteriormente, ruído é tudo o que é captado com frequências superiores a 5 Hz, ou seja, frequências que resultam maioritariamente da vibração estrutural e do gust com frequências acima de 5/10 Hz. Desta forma, é importante fazer uma limpeza de espetro recorrendo a filtros capazes de eliminar frequências captadas acima de 5 Hz. Muitas das vezes o uso de filtro induz uma mudança de fase no espetro. Esta alteração é irrelevante para o processo de contagem de ocorrências pelo método Level Cross Counting, pois o método apenas contempla o eixo das acelerações verticais e não o eixo temporal. Tendo em conta o pressuposto, serão de seguida apresentadas algumas possibilidades de filtros a utilizar, no entanto, foi adotado um filtro passa-baixo pois é o recomendado e o mais utilizado na bibliografia existente [46,47]. 3.7.1 Filtro Hodrick-Prescott Este tipo de filtros é frequentemente usado em macroeconomia e em estudos relacionados com a área da meteorologia. A título exemplificativo, de acordo com [56] o uso deste tipo de filtros na presença de ciclos ou periodicidades aparentes em variáveis meteorológicas, auxilia na compreensão dos processos físicos que controlam o clima, servindo assim como indicadores do clima regional. Um filtro do tipo Hodrick-Prescott (HP) gera duas novas séries temporais a partir da série original, uma de baixas frequências e outra de altas frequências. Esta poderia ser uma possível abordagem, uma vez que interessa retirar do espetro inicial apenas as baixas frequências, ou seja, fazer uma limpeza de espetro a partir de 5 Hz. 3.7.2 Filtro de Kalman O filtro de Kalman é um método matemático criado por Rudolf Kalman que tem como propósito utilizar espetros temporais de uma determinada grandeza e a partir deles criar um espetro limpo de ruido, de modo a ter uma aproximação o mais fidedigna possível aos valores reais. O filtro de Kalman conceptualmente é bastante complexo, no entanto possui diversas aplicações, entre elas no desenvolvimento de tecnologias espaciais e militares. “Os filtros de Kalman são estimadores ótimos nas condições de a incerteza inicial ser Gaussiana e de o modelo das observações e da dinâmica do sistema serem funções lineares do estado. Mas pelo facto da maioria dos sistemas não ser estritamente linear, é frequente a utilização do filtro de Extended Kalman Filter (EKF), que é responsável por linearizar o sistema através de expansões de primeira ordem da série de Taylor”, citado em Couto [59]. 3.7.3 Filtro Passa-Baixo Uma outra das possibilidades para este tipo de análise é o uso de um filtro passa-baixo do tipo Butterworth. A resposta em frequência de um filtro deste tipo é bastante plana/linear, ou seja, não possui grandes oscilações na 29 banda passante e aproxima-se de zero junto à banda rejeitada [60]. O caso de se observar a sua resposta num diagrama usual para este tipo de análise, o diagrama de Bode, em que as ordenadas vem em decibéis (dB) e as abcissas numa escala logarítmica em frequência (Hz), esta irá descer linearmente até ao infinito negativo. Em termos de implementação do filtro e mais uma vez de acordo com a bibliografia consultada, o filtro sugerido foi um filtro com 2 pólos, uma frequência de corte 5 Hz para uma frequência de amostragem de 25 Hz. Deste modo, todos os requisitos de projeto foram cumpridos. Na figura 3.7 pode-se analisar a resposta em frequência para o filtro utilizado. Para um filtro Butterworth de segunda ordem, a resposta em frequência varia −12 dB por oitava (−40 dB por década) a partir da frequência de corte. Na mesma figura, o ponto assinalado corresponde à frequência de corte de 5 Hz, também conhecida como a frequência da meia potência. Neste ponto, o sinal tem exatamente metade da potência do sinal de entrada a que corresponde uma magnitude de -3 dB [60]. Importa ainda referir que o filtro mantém o mesmo número de pontos do espetro inicial. Figura 3.7 – Resposta em frequência, obtida pelo programa MATLAB, para o filtro passa-baixo utilizado, do tipo Butterwoth 3.8 Caso de estudo de instrumentações realizadas A instrumentação realizada pela Força Aérea Inglesa que consta no documento [46], serviu de guia principal à instrumentação realizada, ao abrigo da presente dissertação. Foi uma mais-valia, uma vez que foi usado um acelerómetro da mesma família, de maneira que alguns dos testes já tinham sido realizados no âmbito de certificar o equipamento e validá-lo em termos de aeronavegabilidade. 30 31 Capítulo 4 4 Instrumentação da aeronave Epsilon TB 30 A aeronave Epsilon TB 30 (figura 4.1) é utilizada pela FAP para instrução intermédia. É uma aeronave “bi-lugar em tandem, de asa baixa e curta e trem triciclo retrátil. O motor de 6 cilindros horizontais é de injeção automática, possui um dispositivo de alimentação e lubrificação para o voo invertido e aciona um hélice de velocidade constante. A configuração do seu painel de instrumentos, a sua velocidade de cruzeiro, a robustez da sua célula que suporta de +6,7 a -3,35 e a sensibilidade de comandos, conferem-lhe caraterísticas similares às de um pequeno avião de caça convencional” [17]. As suas características principais encontram-se na tabela 4.1 Figura 4.1 - Aeronaves Epsilon TB 30 Tabela 4.1 - Especificações FAP para a aeronave Epsilon TB 30 [17] Especificações Comprimento Altura Envergadura Velocidade Máxima Velocidade Mínima 7,59 m 2,66 m 7,92 m 520 Km/h 126 Km/h Velocidade Cruzeiro Velocidade Manobra Potência Alcance Máx. Autonomia Máx. 370 Km/h 270 Km/h 300 HP 1224 Km 03H45 Distância Descolagem Distância Aterragem Peso vazio Peso Máx. Takeoff Peso Máx. Carga 300 m 450 m 930 Kg 1300 Kg 1300 Kg Raio Ação Teto Máx. Teto Serviço Tripulação Combustível 1300 Km 7300 m 7010 m 2 Tripulantes 100 L 32 4.1 Caracterização do perfil de uma aeronave em termos de ciclos de carga Como referido anteriormente, o fenómeno de fadiga ocorre sempre que determinado componente é solicitado dinamicamente no tempo traduzindo-se assim numa variação cíclica de tensões. Para a situação de uma aeronave em voo, os ciclos presentes são sobretudo ciclos a amplitude de tensão variável uma vez que a aeronave ao longo do voo está sujeita a carregamentos variáveis. Em termos de dinâmica de voo [61], um voo típico comporta a fase de taxi, em que a aeronave se encontra no solo na fase de preparação para a descolagem. Nesta fase, as cargas a que a aeronave está sujeita em termos de acelerações verticais são praticamente inexistentes sendo que eventuais rajadas que possam acontecer têm um efeito negligenciável em termos de fadiga da aeronave. Normalmente nesta fase, Nz é próximo de 1 a que corresponde a aceleração gravítica. A partir do momento em que a aeronave descola, isto é, a aeronave deixa de tocar o solo inicia-se o processo de contabilização de ocorrências para o cálculo de fadiga. Nesta fase, fase de take-off e climb, as cargas são ligeiramente superiores a 1 e correspondem maioritariamente a possíveis rajadas ou turbulência que a aeronave possa estar sujeita. Dependendo do tipo de missão a desempenhar pela aeronave, segue-se a fase de manobras. É nesta fase que as solicitações à estrutura do avião são maiores, devido à execução de manobras que induzem grandes variações nos fatores de carga [12]. Também é nesta fase que o efeito das rajadas de vento pode influenciar significativamente os fatores de carga da aeronave. A fase final do voo é a fase de descida e landing, muito idêntica à fase de climb, com a diferença de que no momento em que a aeronave toca o solo a estrutura sofre um grande impacto apesar de que amortecido pelo trem de aterragem. Este momento deverá ser registado para posterior análise de fadiga. 4.2 Localização do equipamento MSR 165 De acordo com a bibliografia [30, 47, 62], a instrumentação de uma aeronave para análise de fadiga deve ser efetuada o mais próximo do CG (Centro de Gravidade) quanto possível. Isto deve-se ao facto de que no centro de gravidade a influência de acelerações angulares provocadas pela dinâmica do voo é reduzida. Neste ponto também a influência de pequenas vibrações estruturais é atenuada por ser um dos pontos mais estáveis na aeronave. De acordo com [65], o centro de gravidade da aeronave situa-se a 29.8% da corda para configuração ferry e 28.13% para configuração acrobática, contando a partir do bordo de ataque conforme representação esquemática da figura 4.2. Figura 4.2 – Representação aproximada para o CG da aeronave [63] 33 Deste modo, e conforme a melhor localização para o acelerómetro MSR 165 em termos de espaço e de pontos de fixação, optou-se por colocá-lo no cockpit no seguimento do painel de instrumentos, parte inferior conforme figuras 4.3. É decerto a localização mais viável uma vez que se encontra aproximadamente sobre o CG e não requer grande esforço em termos de instalação do equipamento. Figura 4.3 – Localização do conjunto, suporte e acelerómetro MSR 165, a) Vista geral, b) Vista pormenorizada 4.3 Componente crítico da aeronave Na fase de projeto o fabricante da aeronave Epsilon, não definiu previamente as localizações críticas da aeronave nem elaborou um programa de seguimento de vida de fadiga [12]. Assim no sentido de se determinar as localizações críticas na estrutura da aeronave, o fabricante elaborou um ensaio de fadiga à escala real no CEAT como já foi referido anteriormente. Da realização deste ensaio entre outras conclusões, o fabricante verificou que o limite de vida da aeronave é controlado pelo comportamento da localização mais crítica da estrutura da aeronave, que se situa na travessa do quadro nº 2 (C2), conforme figura 4.4 e figura 4.5. Este é um componente da fuselagem onde encastram as longarinas principais de ambas as asas e que se encontra constantemente sujeito a forças de compressão e tração, resultantes do efeito de Bending nas asas da aeronave. a) b) 40 Figura 5.3 – Registo de um voo típico que envolva acrobacia 5.1 Calibração e validação do acelerómetro Para efeitos de validação do acelerómetro em termos de leituras, procedeu-se à validação do mesmo com recurso a um outro acelerómetro previamente calibrado. Antes de se prosseguir com o método propriamente dito, começou-se por fazer uma calibração automática através do software que acompanha o equipamento, de modo a que fossem importados os valores pré-definidos pela fábrica e assim eliminar qualquer erro associado. Em termos de ensaios, foram feitas duas medições a 5 Hz com amplitudes de vibração diferentes, duas medições a 10 Hz também com amplitudes de vibração diferentes e três mediações a 20 Hz, 40 Hz e 60 Hz. 5.1.1 Cadeia de medição A cadeia de medição utilizada encontra-se representada na figura 5.4. 41 Figura 5.4 – Esquema da cadeia de medição [1] – O equipamento responsável por gerar o sinal com a amplitude e frequência desejadas é um gerador de sinal Circuitmate Function Generator FG2 da Beckman Industrial Corp., nº de série 803048; [2] – O amplificador de potência utilizado tem a designação de Bruel & Kjaer type 2718 e aumenta a amplitude do sinal de modo a ter intensidade suficiente para ser reproduzido pelo vibrador; [3] – O vibrador utilizado foi o vibrador eletromagnético Bruel & Kjaer type 4809 e tem como função excitar o conjunto do MSR 165 de acordo com o sinal gerado. Posteriormente, o acelerómetro do tipo piezoelétrico colocado sobre o conjunto irá fazer o registo das acelerações. É um acelerómetro da Bruel & Kjaer type 4384 com o nº de série 30610 e sensibilidade 9.863 pC/g; [4] – Como o acelerómetro utilizado não é do tipo ICP, teve de ser ligado a um condicionador de sinal PCB 422E13, nº de série 13885 que amplifica o sinal medido e filtra as frequências desejadas; [5] e [6] – Após a recolha do sinal da resposta do acelerómetro utilizou-se o equipamento PROSIG para fazer a análise dos dados. Recorrendo ao software do PROSIG (DATS) foi medida a resposta do sinal no domínio do tempo e no domínio da frequência, pela análise FFT (Fast Fourier Fransform) e posteriormente foram comparadas com os resultados do MSR 165. 5.1.2 Resultados obtidos Os resultados obtidos pelo software DATS foram comparados com os resultados obtidos pelo MSR 165. Na análise FFT, a amplitude do sinal é medida em RMS (Root Mean Square) em que a amplitude RMS vale cerca de 70.7% do valor de amplitude real para um sinal a amplitude constante. A análise FFT é bastante útil nestas 42 situações uma vez que nos indica em simultâneo os desvios em frequência e amplitude para um sinal deste tipo, a amplitude constante. Tabela 5.1 – Resultados obtidos no domínio da frequência e do tempo [Hz] Domínio da Frequência Domínio do Tempo 5 5 10 10 43 20 60 Para a realização destes testes seria mais aconselhável utilizar gamas de amplitude maiores uma vez que na aeronave as acelerações verticais podem atingir limites na ordem dos 6 . No entanto por limitações do vibrador utilizado, não foi possível fazer tal ensaio. Dos resultados obtidos (tabela 5.1), verifica-se que no geral as diferenças são mínimas tanto em amplitude como em frequência. Concretamente, pela análise no domínio do tempo, para 5Hz verifica-se que existem pequenas diferenças, podendo em determinados momentos atingir um máximo de 0.1 . Para 10 Hz, os resultados são bastantes semelhantes entre si. Para gamas de frequência maiores não foi feita a análise no domínio do tempo uma vez que a análise no domínio da frequência é suficiente para ver as diferenças. Para 60 Hz, pode-se verificar que existe uma pequena diferença na ordem dos 0.04 em amplitude RMS. A datasheet que acompanha o MSR 165 refere que numa gama de -15 a 15 podem ser encontrados erros de leitura até um máximo de 0.15 . São portanto erros muito baixos para análise de fadiga, por isso são desprezados. 5.2 Software MSR 165 O equipamento MSR 165 é acompanhado de um software específico, designado por MSR V5.28.17, conforme figura 5.5 a). É através dele que todos os parâmetros são controlados, desde a frequência de amostragem, parâmetros desejados (aceleração, pressão, temperatura) e controlo de gravação. A partir do software é também controlada a formatação pretendida para os dados, quando o utilizador proceder à sua recolha. Ao serem exportados os dados é criado um ficheiro em formato .msr e outro em formato .csv para cada voo, em que o tempo é em segundos por conveniência do programa desenvolvido. O nome do ficheiro é criado automaticamente, constando nele a data e hora de início da gravação, conforme figura 5.5 b). O tipo de missão que a aeronave voou será inserido posteriormente pelo responsável da recolha dos dados. 44 Figura 5.5 – a) Janela principal do software do MSR 165, b) Nome do ficheiro criado pelo software do MSR 165 e alterado com o tipo de missão a) b) 45 Capítulo 6 6 Software desenvolvido para análise de fadiga O desenvolvimento de um software que possibilitasse a análise de fadiga através do cálculo do dano constituiu um dos objetivos desta dissertação. Esse programa, denominado por Software de Análise de Fadiga para o Epsilon TB 30, elaborado por Paulo Gameiro, foi então desenvolvido recorrendo ao software comercial MATLAB 2013a. 6.1 Código MATLAB O programa desenvolvido em MATLAB permitiu chegar ao cálculo do dano acumulado para os voos selecionados, a partir do espetro de ocorrências contabilizadas de cada voo, obtido pelo método Level Cross Counting. Na figura 6.1 é apresentado um fluxograma simplificado do programa. Figura 6.1 – Fluxograma simplificado do programa desenvolvido em MATLAB Carregamento dos ficheiros de voo (formato csv) Seleção de espectro correspondente à fase de voo Filtragem de espetro Resample Pico-Vale 1 Range Pico-Vale 2 Level Cross Counting Cálculo do Dano Previsão do TVF (Tempo de Vida de Fadiga) da FAP 46 6.1.1 Carregamento dos ficheiros de voo Neste bloco é feita a seleção dos ficheiros de voo em formato csv a partir de uma pasta previamente definida. Dependendo do tipo de análise que se pretenda fazer, a seleção dos ficheiros por tipo de missão é facilitada uma vez que o nome do ficheiro contém o tipo de missão realizada. 6.1.2 Seleção de espetro correspondente à fase de voo Este bloco do programa é responsável por selecionar o espetro de acelerações e pressão estática que corresponde apenas à fase do voo propriamente dita (figura 6.2), isto é, pretende-se o espetro imediatamente depois à fase em que a aeronave descola até ao momento em que a aeronave aterra já na fase final, incluindo o momento de impacto do trem de aterragem no solo. Todo este processo é feito com base na pressão estática. Com a aeronave no solo, a pressão mantém-se constante. Com a aeronave em fase de descolagem a pressão diminui e assim que atinge uma diferença de pressão de 1.7 mbar em relação à pressão no chão, o programa inicia a análise do espetro. Inerente ao método usado, poderá haver a perda de poucos segundos de registo mas que não são significativos uma vez que as acelerações para esta fase são muito baixas. De modo semelhante, o mesmo acontece para interromper a seleção do espetro, em que a partir do momento em que a pressão estabiliza numa gama de pressão de 1.7 mbar durante 60 segundos, a gravação é interrompida. Este tempo é considerado para garantir que a aeronave se encontra já no solo, em resultado de não haver uma variação significativa de pressão nessa fase. Deste modo, também fica garantido que o momento de impacto no solo é registado. Os valores escolhidos foram resultado de um ajuste contínuo de maneira a obter o efeito desejado. Figura 6.2 – Espetro de acelerações (azul escuro) e espetro de pressão (azul claro) para um voo aleatório, a) Espetros iniciais, b) Espetros selecionados para análise 6.1.3 Filtragem de espetro Este bloco é responsável por aplicar o filtro passa-baixo definido no subcapítulo 3.7.3 por forma a fazer uma limpeza de espetro em frequência. A figura 6.3 mostra precisamente o resultado do filtro aplicado numa zona do espetro inicial. a) b) 47 Figura 6.3 – Aplicação do filtro passa-baixo ao espetro inicial 6.1.4 Resample Neste momento o programa faz um resample, ou seja uma reamostragem do sinal inicial que foi recolhido com uma frequência de amostragem de 25 Hz. Deste modo o número de pontos diminui. Na prática o resultado seria o mesmo se o acelerómetro tivesse sido programado para recolher a frequências de amostragem mais baixas que a frequência atual. Conforme o número de amostras que se pretendam do espetro inicial recolhido a 25 Hz, assim se obtém a frequência de amostragem do novo sinal. Na tabela 6.1 encontram-se as possibilidades para a frequência de amostragem do novo sinal (frequência de resample). A título de exemplo, se o novo sinal for captado a partir do sinal inicial de 25 Hz, com um período de 0.4 segundos, então a frequência de amostragem do novo sinal será de 2.5 Hz, pela equação 6.1. Tabela 6.1 – Frequências de amostragem do novo sinal Nº da Amostra do Espetro Inicial Tempo (s) Frequência de resample (Hz) 1 0,04 25 2 0,08 12,5 3 0,12 8,3333 4 0,16 6,25 5 0,2 5 6 0,24 4,1667 7 0,28 3,5714 8 0,32 3,125 9 0,36 2,7778 10 0,4 2,5 11 0,44 2,2727 12 0,48 2,0833 13 0,52 1,9231 Nº da Amostra do Espetro Inicial Tempo (s) Frequência de resample (Hz) 14 0,56 1,7857 15 0,6 1,6667 16 0,64 1,5625 17 0,68 1,4706 18 0,72 1,3889 19 0,76 1,3158 20 0,8 1,25 21 0,84 1,1905 22 0,88 1,1364 23 0,92 1,0870 24 0,96 1,0417 25 1 1 48 A figura 6.4 mostra precisamente o resultado obtido para o exemplo anterior, para uma zona de um espetro inicial. Figura 6.4 – Aplicação do bloco resample a um espetro inicial Na versão final do programa, este bloco deixará de existir como se verá mais à frente, em resultado das conclusões a que se chegaram. 6.1.5 Pico-Vale Mais uma vez de forma a simplificar o espetro, este bloco permite reduzir o número de pontos através do processo demonstrado na figura 6.5. Existem 3 situações possíveis que podem ocorrer num sinal. De maneira a simplificar a explicação, considere-se um sinal constituído por 3 pontos apenas. Na situação 1, a grande característica deste sinal é que possui dois segmentos de reta com o mesmo declive. Esta situação será simplificada passando o espetro a ter apenas dois pontos representados pela linha tracejada a verde. Esta simplificação resulta do facto de para efeitos de contagem de ocorrências pelo método Level Cross Counting, ser indiferente existir o ponto do meio. O mesmo sucede para a situação 2 com a diferença em que o declive de um dos segmentos será zero. Na situação 3 em que temos um declive positivo e um declive negativo, não há qualquer tipo de intervenção uma vez que o sinal já está de acordo com o pretendido. Figura 6.5 – Situações espectáveis de ocorrerem num espetro 49 A figura 6.6 mostra precisamente a aplicação deste método numa porção de sinal verdadeiro oriundo de um voo. Importa referir que o bloco Pico-Vale 2 tem a mesma função que o bloco Pico-Vale 1 (figura 6.1), consiste apenas na segunda vez que se aplica esta metodologia. Figura 6.6 – Aplicação do bloco pico-vale a um espetro inicial 6.1.6 Range Este bloco é responsável por fazer uma limpeza de espetro em amplitude ao sinal. De acordo com a bibliografia [12,47,69,70] este método é frequentemente utilizado em análise de fadiga uma vez que permite eliminar ciclos com amplitudes muito pequenas e por isso desprezáveis para efeitos de fadiga. Este método, representado na figura 6.7, permite eliminar a partir de um certo ponto, todos os outros que se encontrem a uma distância menor ou igual a metade do range. No exemplo demonstrado, pode-se verificar que dois dos pontos foram eliminados sendo o sinal representado a preto transformado no sinal representado a verde tracejado. Figura 6.7 – Ilustração do método range Mais uma vez pode-se observar o resultado do método range aplicado a um espetro real na figura 6.8. Neste exemplo foi utilizado um range de 0.6. 56 57 Capítulo 7 7 Resultados e Discussão Todos os resultados aqui apresentados baseiam-se no método de cálculo até aqui desenvolvido. Para efeitos de discussão, serão considerados os dados recolhidos em voo num período de 26/1/2016 a 7/4/2016 (tabela 7.1), pelo sistema MSR 165 instalado na aeronave número de cauda 11407. Tabela 7.1 – Ponto de situação para o período de recolha definido Pela experiência que já se adquiriu na recolha dos dados, verificou-se que algumas das vezes o sistema MSR não fez o registo do voo, ou então existia ficheiro de voo, mas este estava incompleto. As razões para o sucedido, foram essencialmente:  O sistema não foi ligado no início do voo pelo facto de ser um procedimento novo e ainda não ter sido devidamente implementado em termos práticos por parte dos pilotos;  Os ficheiros podem vir incompletos caso os pilotos liguem ou desliguem o equipamento em pleno voo, perdendo-se assim parte dos dados;  A falta de memória no equipamento também compromete a recolha dos ficheiros ou nem sequer seja feito o registo do voo;  A falta de carga na bateria também pode estar na origem da perda de dados. No subcapítulo dirigido às recomendações, será referido o que deverá ser feito para atenuar os efeitos provocados por uma situação deste tipo. 5 As missões restantes são missões recolhidas do tipo B1, Q1, Q4 e TRM Total de Voos: 51 voos Total de Horas de Voo: 62.58 HV Acrobacia (B2) Navegação (B3) Restantes5 Nº de Voos 21 13 17 Horas de Voo 25.68 16.53 20.37 Percentagem em relação ao total de voos [%] 41 26.4 32.6 58 7.1 Validação do código Numa tentativa de validar o método desenvolvido, são aqui demostrados alguns resultados tendo em conta as várias abordagens possíveis. Apesar da bibliografia em algumas instrumentações, fazer referência à necessidade de uso de determinados blocos tais como Range e o Filtro, decidiu-se estudar a influência destes nos resultados obtidos. Existiu também a dúvida se deveria existir o bloco Pico-Vale 1 e qual a ordem dos blocos a adotar de forma a obter resultados isentos de erro. Para além disso, pretendeu-se perceber caso existisse o bloco Range qual deveria ser o seu valor. Desta forma, começou-se por fazer alguns testes, a partir de manipulações ao programa inicial definido na figura 6.1. Ao conjunto de blocos a testar denominam-se de opções. A figura 7.1 mostra precisamente as opções que foram inicialmente consideradas. Figura 7.1 – Primeiro conjunto de modificações ao código inicial da figura 6.1 Numa primeira abordagem, tentou-se perceber se o uso de Resample era eficaz na limpeza de espetro em frequência, pelo que se encontra presente nas quatro opções da figura acima. Para os testes foram consideradas frequências de Resample de 2.5 e 5 Hz uma vez que são as frequências características dos fenómenos de fadiga provocados pelos fatores de carga e pelos fenómenos de gust como já se tinha visto anteriormente. Considerouse ainda a frequência de 25 Hz, que no fundo é como se o bloco de Resample não existisse, ou seja, não produz nenhuma alteração ao sinal. Quanto ao valor de Range, optou-se por escolher dois valores, 0.3 e 0.6 uma vez que são valores de Range já utilizados na dissertação de Serrano [12]. Importa, aqui, frisar que não era aconselhável testar valores de range superiores a 0.8 uma vez que a probabilidade de eliminar ciclos relevantes aumentava circunstancialmente. Mais ainda, uma vez que os patamares utilizados para o método Level Cross Counting, são de 0.5 em 0.5 G’s, um Range de 0.8 estaria muito próximo desse intervalo, sendo que para valores superiores a 0.8 existia uma grande probabilidade de eliminar ocorrências que deveriam ser contabilizadas. Opção A Espetro Inicial Resample Pico-Vale 2 Level Cross Counting Opção B Espetro Inicial Resample Pico-Vale 1 Range Pico-Vale 2 Level Cross Counting Opção C Espetro Inicial Filtro Resample Pico-Vale 2 Level Cross Counting Opção D Espetro Inicial Filtro Resample Pico-Vale 1 Range Pico-Vale 2 Level Cross Counting 59 As tabelas 7.2 e 7.3 mostram os resultados obtidos para as situações aqui descritas, sendo que na primeira os espetros FAP, apenas de acrobacia, são comparados com o espetro de Formação do Fabricante, ou seja o mais severo. Na segunda tabela, os espetros FAP, apenas de navegação, são comparados com o espetro de Navegação do Fabricante, ou seja, o menos severo. Tabela 7.2 – Testes 1, % de Dano FAP/Fabricante para voos de Acrobacia (apenas B2) Tabela 7.3 – Testes 1, % de Dano FAP/Fabricante para voos de Navegação (apenas B3) Frequência de Amostragem Sem Range Com Range 0.3 Com Range 0.6 Sem Filtro Com Filtro Sem Filtro Com Filtro Sem Filtro Com Filtro A B C D C D 2.5 Hz -37 -13.3 -16.22 -16.36 -19.4 -27.89 5 Hz -23.95 -2.21 -9.7 -12.6 -26.2 -16.58 25 Hz 39.66 25.46 9.92 -10.1 -22.17 -17.05 Ao se observar os resultados obtidos pode-se constatar que a situação sem Range não parece favorável uma vez que produz percentagens de dano FAP/Fabricante bastante elevadas, sobretudo em acrobacia. Este resultado vai ao encontro do sugerido pela bibliografia, em relação à necessidade de se eliminar aqueles pequenos ciclos desprezáveis para efeitos de fadiga. Caso estes ciclos não sejam eliminados, podem induzir erro no cálculo do dano uma vez que existe a probabilidade de serem contabilizados pelo método Level Cross Counting, se estes cruzarem algumas vezes os patamares considerados. Comparando agora os resultados com e sem filtro tanto para acrobacia como para navegação, seria expectável que com a aplicação de filtro o valor da % de Dano diminuísse em resultado de existir uma limpeza de espetro. Tal não se verificou, à exceção dos valores para um valor de Resample de 25 Hz. Isto significa que a utilização de Resample não fazia qualquer sentido. Como verificado, um Resample ao sinal, produz o mesmo efeito que baixar a frequência de amostragem na captação dos dados em voo. Desta forma, e reforçando a conclusão anterior, o uso de Resample seria contraditório com o que sugere a bibliografia, uma vez que é dito que a frequência de amostragem deveria ser na ordem dos 25 Hz. Desta forma, não se cumpre o sugerido pela bibliografia. Em termos do valor de Range a utilizar, estes testes não foram conclusivos. A ideia final a reter com este conjunto de testes incidiu na necessidade de utilizar Filtro, Range e excluir o bloco de Resample. Frequência de Amostragem Sem Range Com Range 0.3 Com Range 0.6 Sem Filtro Com Filtro Sem Filtro Com Filtro Sem Filtro Com Filtro A B C D C D 2.5 Hz 57 115 22.3 85.5 7.9 62.5 5 Hz 83.77 132 57.5 92.5 17 65 25 Hz 896.8 290 253.47 93.56 55.11 32.5 60 De seguida, executou-se mais uma série de testes com o objetivo de aferir qual o melhor valor de Range, e se deveria ser utilizado o Pico-Vale 1. Para tal, foram criadas mais duas opções, a E e F de acordo com a figura 7.2. Figura 7.2 – Segundo conjunto de modificações ao código inicial da figura 6.1 Para a realização dos testes, considerou-se testar a opção E e F para valores de Range de 0.3, 0.4, 0.5, 0.6 e 0.8. Esta escolha surgiu no seguimento da ideia já anteriormente explicada. Nas tabelas 7.4 e 7.5, encontram-se os resultados para acrobacia e navegação à semelhança do que aconteceu no grupo anterior de testes. Tabela 7.4 – Testes 2, % de Dano FAP/Fabricante para voos de Acrobacia (apenas B2) Opção E Espetro Inicial Filtro Range Pico-Vale 2 Level Cross Counting Opção F Espetro Inicial Filtro Pico-Vale 1 Range Pico-Vale 2 Level Cross Counting Hz Com Filtro Range 0.3 Range 0.4 Range 0.5 Sem Pico-Vale Com Pico-Vale Sem Pico-Vale Com Pico-Vale Sem Pico-Vale Com Pico-Vale E F E F E F 25 37.93 93.56 68.37 96.55 59.6 38.39 Hz Com Filtro Range 0.6 Range 0.8 Sem Pico-Vale Com Pico-Vale Sem Pico-Vale Com Pico-Vale E F E F 25 35.27 32.5 14.87 41.65 61 Tabela 7.5 – Testes 2, % de Dano FAP/Fabricante para voos de Navegação (apenas B3) Perante os resultados obtidos é possível tirar algumas conclusões. Em primeiro lugar, o valor de Range 0.8 foi posto de parte uma vez que é um valor já muito elevado, eliminando 0.4 para cada lado do ponto de referência. Acontecia em alguns voos de navegação, após ser aplicado o bloco de Range, que o espetro deixava praticamente de existir em resultado de se eliminar uma gama de amplitudes muito elevada. Tal acontecia também pela razão do voo de navegação já ser um voo por si só pouco exigente, em que os ciclos de carga são muito baixos. A dúvida residia se deveria ser utilizado o bloco Pico-Vale 1 ou não, isto é, opção F ou E, respetivamente. Na figura 7.3 encontra-se precisamente a representação das duas situações. Para a situação E, o espetro inicial a preto transformou-se no espetro a verde, uma vez que apenas existia o bloco Range. O ponto verde foi considerado pois encontrava-se fora da gama de Range a preto. O mesmo não aconteceu com o ponto vermelho porque já se encontrava fora da gama de Range representada a azul, a partir do último ponto considerado (verde). Na situação F, em primeiro lugar foi aplicado o bloco Pico-Vale, eliminado o ponto vermelho, passando o espetro de preto a amarelo. Posteriormente, foi aplicado o bloco Range ao espetro amarelo, em que foi considerado o ponto verde uma vez que estava fora da gama de Range. No final ficou-se apenas com o espetro verde. Se forem analisadas as diferenças entre as duas situações percebe-se que houve a perda de um segmento de espetro. Este segmento poderia significar perda de informação tanto maior quanto maior fosse o valor Range considerado. Pode-se dizer que a abordagem F foi uma abordagem muito mais limpa em termos de processo. Figura 7.3 – Opção F em comparação com a opção E Hz Com Filtro Range 0.3 Range 0.4 Sem Pico-Vale Com Pico-Vale Sem Pico-Vale Com Pico-Vale E F E F 25 -12.92 -10.1 -12.76 -14.26 Hz Com Filtro Range 0.5 Range 0.6 Sem Pico-Vale Com Pico-Vale Sem Pico-Vale Com Pico-Vale E F E F 25 -22.17 -15.83 -39.79 -17.05 62 Nesta fase restou perceber qual seria o melhor valor do Range a considerar, tendo em atenção que 0.8 já tinha sido excluído. Inicialmente, pensou-se em aferir o valor do Range utilizando apenas voos de acrobacia e voos de navegação, em separado. O método consistia em testar vários valores de Range até que se obtivesse uma % de Dano FAP/Fabricante igual a 0. Este método rapidamente foi posto de parte por duas razões. Uma delas, porque seria necessário que para cada tipo de missão não houvesse grande diferença de voo para voo e tal não se sucedia. A segunda, que as missões FAP fossem realmente semelhantes em termos de severidade ao espectável pelo fabricante. Tendo em conta que nenhuma das duas se verificava, o método deixou de ser válido. Se for analisado agora o espetro de ocorrências acumuladas das duas figuras 7.4 e 7.5, pode-se chegar a algumas conclusões. Figura 7.4 – Espetros de ocorrências acumuladas para acrobacia a vários valores de Range Figura 7.5 – Espetros de ocorrências acumuladas para navegação a vários valores de Range 63 Em primeiro lugar, constatou-se que, independentemente do valor de Range escolhido, era evidente um espetro de acrobacia FAP (missões do tipo B2) mais severo que o espetro definido pelo fabricante. Em navegação acontece o oposto, estando o espetro FAP com uma severidade mais baixa do que o fabricante, em resultado das missões de navegação FAP serem menos severas, com máximos a atingirem cerca de 2.5 em comparação com o fabricante com valores mais elevados. Ao examinar as figuras acima, facilmente pode-se concluir o efeito do Range no espetro. Com o aumento do seu valor, verifica-se que todo espetro é diminuído em resultado de se eliminarem os pequenos ciclos de carga. Facilmente visível sobretudo para as ocorrências mais altas em torno de 1 G, com o recuo da extremidade do espetro. Com o aumento do valor de Range, verifica-se que existe uma convergência de resultados, uma vez que se obtém grande variação das curvas de 0.4 para 0.5 e uma quase desprezável diferença, entre 0.5 e 0.6. Isto reflete-se precisamente no valor de % de Dano, que vem comprovar o que foi dito. Foi conclusivo destas observações que de facto o valor de Range mais correto a ser adotado foi o valor de 0.6, com uma % de Dano FAP/Fabricante de 32.53% para acrobacia e -17.05% para navegação. Como foi referido anteriormente este valor de Range também já teria sido considerado nas conclusões de Serrano [12]. Deste modo, valida-se a opção F como sendo a opção mais correta e a que deve ser adotada para avaliar a severidade FAP. Numa tentativa de melhor entender qual seria o efeito do espetro de ocorrências acumuladas no cálculo do dano, considerou-se o espetro da figura 7.9 respeitante à análise de todos os voos recolhidos, ou seja, de todo o tipo de missões em comparação com o espetro Total do Fabricante. Como verificado, o cálculo do Dano é fortemente influenciado pela curva S-N uma vez que é a partir dela que definimos o valor de Nr para cada ciclo de carga. A tabela 7.6 ilustra precisamente a evolução desse valor para os vários ciclos de carga. Tabela 7.6 – Parâmetros inerentes ao cálculo do Dano acumulado para FAP 64 Constatou-se que a partir da linha número 15 da tabela acima, a que correspondem 3.1623103 ciclos, o valor de Nr tende a ser bastante elevado, fazendo com que a razão N/ Nr seja praticamente nula. Este efeito é então reproduzido na figura 7.6 para o espetro Total da figura 7.9. Figura 7.6 – Curva N/Nr para o espetro FAP Total respeitante ao espetro da figura 7.9 De facto, esta situação não se verificaria de forma tão acentuada se os fatores de carga representassem uma tensão máxima mais elevada, uma vez que pela curva S-N ficaríamos mais longe do conceito de vida infinita, ou seja, com o número de ciclos para se dar a fratura, mais baixo. Em termos de conclusões perante a atual situação, pôde-se dizer de forma aproximada, que todos os ciclos de carga a partir 3.1623103 não foram contabilizados. Tal situação levantou algumas questões em termos de credibilidade da função de transferência utilizada, uma vez que se estava a desprezar a influência de ciclos com fatores de carga numa gama de 0.29 até 3.87 , que deveriam ser considerados. Dever-se-á também ponderar o ajuste da curva S-N uma vez que a utilizada é para um alumínio 2024 mas com um tratamento térmico ligeiramente diferente do material que constitui o quadro C2. Por observação do gráfico da figura 7.6 constata-se que as contribuições para o dano são máximas na zona das 102 ocorrências acumuladas, em resultado de existir uma maior área Si nessa zona. Esse ponto corresponde a fatores de carga na ordem dos 5 G’s. Se intuitivamente for pensado que fatores de carga superiores a este são mais danosos, tal poderá não ser a realidade, uma vez que se têm poucos ciclos para esses fatores de carga, resultando numa fração N/ Nr mais baixa conforme se verifica pela figura 7.6. No campo da fadiga é habitual observarem-se espetros de ocorrências acumuladas em que para fatores de carga negativos, ocorre o avanço e o recuo do espetro, formando uma extremidade pontiaguda. Esse fenómeno é ligeiramente visível na figura 7.9. A explicação para o sucedido está relacionada com a localização dos ciclos de carga e com o método de contagem utilizado. Para este caso em concreto, o que aconteceu é que foram registadas mais ocorrências a -1 do que a -0.5 em resultado da aeronave executar manobras a G s negativos, facilitando assim o aparecimento de ciclos em torno de -1 . Ao aplicar-se o método Level Cross Counting é natural que este contabilize assim mais ocorrências no nível inferior do que no nível superior, imediatamente a seguir. A figura 7.7 ilustra esse fenómeno. Em termos de contribuições para o cálculo do dano, esta pequena ponta saliente produz um efeito desprezável uma vez que ele acontece para fatores de carga muito 65 baixos, logo tensões também muito baixas e consequentemente uma contribuição em termos de área Si também desprezável. Figura 7.7 – Representação esquemática para o fenómeno da extremidade pontiaguda no espetro de ocorrências acumuladas Uma outra forma de se analisar e melhor percecionar o que acontece no cálculo do dano é pensar-se em termos de tensão equivalente Seq, que resulta da equação 6.3. Se a tensão equivalente aumenta, então o número de ciclos para a fratura irá diminuir. A figura seguinte mostra precisamente a evolução das curvas de tensão equivalente para a FAP e para o Fabricante, bem como os espetros de ocorrências acumuladas em termos de tensões para a situação da figura 7.9, situação em que consideramos novamente todo o tipo de missões. Observando-se a figura 7.8, consegue-se perceber que para valores aproximados, acima de 180 MPa (reta vermelha superior), a SeqSOCATA (tensão equivalente SOCATA) é geralmente superior à SeqFAP (tensão equivalente FAP). Para valores aproximados abaixo de 140 MPa (reta vermelha insferior), acontece o oposto. Entre entas duas linhas tem-se uma sobreposição das duas curvas. Figura 7.8 – Espetro de tensões FAP versus Fabricante para todos os voos, e tensão equivalente FAP versus tensão equivalente Fabricante Em termos de interpretação destes resultados pode-se dizer que para valores superiores a 180 MPa, os valores de NrSOCATA (número de ciclos para a fratura, SOCATA) são menores que os valores de NrFAP (número de ciclos para a fratura, FAP). Novamente, abaixo de 140 MPa tem-se o oposto, e entre estes valores de tensão, o 72 8.2 Recomendações Sempre que exista a perda de um voo, ou este se encontre incompleto (facilmente verificável pela variação de pressão estática), recomenda-se que seja introduzido no programa um voo substituto, com o mesmo tipo de missão. Este deve possuir uma severidade média daquela missão, em termos de fatores de carga e em termos de tempo de voo. Desta forma, o efeito que a perda de um voo possa representar, é atenuado ao ser introduzido um voo tipo. De forma a evitar que o sistema de gravação seja ligado em voo ou simplesmente não seja ligado, com consequente perda de dados, recomenda-se que seja introduzida uma alteração à checklist da aeronave, por forma a existir um procedimento formal para ligar e desligar o switch de gravação. No âmbito de evitar a perda de informação, recomenda-se também que sejam cumpridas ao máximo as periodicidades de recolha de dados e de carregamento da bateria propostas em anexo. Com a alguma experiência adquirida na recolha de dados, verificou-se que a saída do cabo USB, bem como o encaixe no próprio acelerómetro que permite a ligação ao computador, é bastante frágil. Com o constante uso, a probabilidade da ficha se danificar é elevada. Sabe-se, no entanto, que o fabricante do MSR criou recentemente um sistema mais robusto, em que a transferência dos dados é feita com recurso a 4 pinos instalados na parte superior do acelerómetro, conforme se pode ver na figura 2.20 c). Esta será certamente uma boa opção para instrumentações futuras. Recomenda-se também que seja revista a função de transferência utilizada nesta instrumentação, uma vez que a sua validade é crucial para uma análise correta à severidade da frota. Como vimos a curva S-N utilizada na presente instrumentação também não estava totalmente de acordo com o tipo de material que constitui o quadro C2 da aeronave, pelo que será também um aspeto a melhorar. Uma sugestão interessante seria elaborar um documento que acompanhasse o momento em que é feita a recolha dos dados e fosse anotado o número de voos recolhidos. Esse documento seria, então, comparado com o número de voos que constam na plataforma MENTOR, utilizada na Esquadra 101 para anotar, o tipo de missões, horas de voo, horas de saída e chegada das aeronaves, etc. No final, calculava-se a taxa de voos recolhidos, ou seja, se esse valor fosse diferente de 1, significaria que tinha havido perda de voos. Reunir-se-ia, posteriormente, a parte do pessoal responsável da manutenção e a parte do pessoal da Esquadra, e tentava-se perceber o que realmente tinha falhado. Isto seria uma mais-valia para que possíveis falhas humanas fossem eliminadas, e assim garantíamos que a perda de voos seria mínima ou nula. 8.3 Trabalhos Futuros No futuro, deverá ser realizada uma nova instrumentação em algumas aeronaves com recurso a extensómetros, de forma a poder ser aferida a função de transferência proposta por Silva [30]. Propõe-se que seja instrumentada toda a frota com acelerómetros MSR 165 e sensores de pressão estática, para se perceber de forma mais rigorosa o tipo de operação da frota, e assim fazer um estudo de severidade mais fidedigno. 73 Será igualmente importante, com recurso a um parecer do Fabricante da aeronave, validar todo o método aqui desenvolvido, bem como testar o programa MATLAB em termos de robustez. Estudar e analisar o programa de manutenção a partir dos resultados obtidos. Elaborar testes em laboratório no âmbito da análise de fadiga, utilizando provetes representativos da estrutura da aeronave. 74 75 Referências Bibliográficas [1] www.digitallmachines.blogspot.pt, [Consultado a 19 Março 2016]. [2] Taylor, M. I. e Fonseca, Jr. (2003). Métodos de Previsão da Curva Deformação - Vida em Fadiga para as Ligas de Alumínio AA6261-T6 e AA6351-T6. Tese de Mestrado da Universidade Estadual de Campinas. [3] Schutz, W. (1996). A History of Fatigue. Engineering Fracture Mechanics, 54 (2): 263-300. [4] Stephens, R. I., Fatemi, A., Stephens, R. R. e Fuchs, H. O. (2001). Metal Fatigue in Engineering. Wiley Inter-Sciense, Second Edition. [5] Fatemi, A., Yang, L. (1998). Cumulative Fatigue Damage and Life Prediction Theories: A Survey of the State of the Art for Homogeneous Materials. International Journal of Fatigue 20 (1): 9-34. [6] Suresh, S. (1998). Fatigue of Materials. Cambridge Solid State Science Series, Cambridge University Press, Second Edition. [7] Torres, M. 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It ‘Document Reference r INSTRUÇÃO TÉCNICA IT FA AI 8.12000.002 MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL Outra Referêncialother Reference FORÇA AÉREA ‘TECHNICAL INSTRUCTION N A SISTEMA DE GESTÃO DA QUALIDADE E . - AERONAVEGABILIDADE Revisao: 1 Pag: 1 de 42 FORÇA AÉREA PORTUGUESA PORTUGUESE AU{ FORCE INSTRUÇÃO TÉCNICA TECI{NICAL INSTRUCTION MODULAR SIGNAL RECORDER (MSR) INSTALLATION EPSILON TB 30 Preparado por: Cap/»2278-i/Bmno Senano Verificado por DEI’/DQAA: TCor 1 05076-B/Madn,ga Matos Data: f5j144fjg~ Da Proposto por: TCor/100874-K Ana Baltazar Verificado por DEP/DE: COR/I I9920-L/ioâo Rocha Aprovado por dDEP: N/07644 1 i P Guena 1 ~ 4 c9~j~ 1 Da Data: /CSAk 7c’(~ Data j SGQA.MOD.039.Ed 1 MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA SISTEMA DE GESTÃO DA QUALIDADE E AERONAVEGABILIDADE INSTRUÇÃO TÉCNICA /TECHNICAL INSTRUCTION Referência do Documento /Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 1 de 42 Preparado por: Cap/132278-J/Bruno Serrano Data: Verificado por DEP/DQAA: TCor/105076-B/Madruga Matos Data: Proposto por: TCor/100874-K Ana Baltazar Data: Verificado por DEP/DE: COR/119920-L/João Rocha Data: Aprovado por dDEP: BGEN/076441-J/Paulo Guerra Data: SGQA.MOD.039.Ed1 FORÇA AÉREA PORTUGUESA PORTUGUESE AIR FORCE INSTRUÇÃO TÉCNICA TECHNICAL INSTRUCTION MODULAR SIGNAL RECORDER (MSR) INSTALLATION EPSILON TB 30 Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 8 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 Figure 2 - Area to remove the paint with 7 mm of diameter. 10.2. Execução/Implementation. 10.2.1. Fabrication of MSR enclosure P/N DEP1G-A18MSR-611B. 10.2.1.1. Fabricate the following components using the respective drawing presented in Annex II: 10.2.1.1.1. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-612A in accordance with DRW DEP1EA18MSR-612A. 10.2.1.1.2. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-613A in accordance with DRW DEP1EA18MSR-613A. 10.2.1.1.3. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-614B in accordance with DRW DEP1EA18MSR-614B. 10.2.1.1.4. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-615A in accordance with DRW DEP1EA18MSR-615A. 10.2.1.1.5. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-616B in accordance with DRW DEP1EA18MSR-616B. 10.2.1.1.6. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-617A in accordance with DRW DEP1EA18MSR-617A. 10.2.1.1.7. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-618A in accordance with DRW DEP1EA18MSR-618A. 10.2.1.1.8. The sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-619A in accordance with DRW DEP1EA18MSR-619A. 10.2.1.1.9. For sheet metal part P/N DEP1E-A18MSR-620A see DRW DEP1E-A18MSR-620A. Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 9 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 10.2.1.2. Assemble the main MSR enclosure P/N DEP1G-A18MSR-611B, with rivet MS20426AD3-X and MS20426AD4-X as applicable according to DRW DEP1G-A18MSR-611B and DRW DEP1G-A18MSR-611B2 in Annex II, see also figure 3. Figure 3 – Main MSR enclosure overview. 10.2.2. Installation of the MSR 165 recorder in the P/N DEP1G-A18MSR-611B. 10.2.2.1. Install the MSR 165 recorder in the enclosure with the screw P/N M3X15, in accordance with DWG DEP1G-A18MSR-611B. 10.2.2.2. Install the pressure sensor in the side wall of the P/N DEP1G-A18MSR-612A, in accordance with DWG DEP1G-A18MSR-611B. Use Loctite 243 or similar locking glue to fix the sensor pressure nut. 10.2.2.3. Dispose the electrical wires according to Annex I with a Cable Tie Holder, P/N FTH13R-01. NOTE: CARE MUST BE TAKEN WHEN INSTALLING THE MSR IN THE ENCLOSURE BOX. THE ELECTRIC WIRE FROM THE SENSOR OR ANALOG PORT MUST NOT TOUCH THE PANEL TO PREVENT INTERNAL CHAFFING, FOR MORE DETAIL SEE POAF T.O. MSR-165 EPSILON AND ANNEX I. Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 10 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 10.2.2.4. Integrate the switch P/N 10-641N2GK0-38 in the electrical system according to Annex II. 10.2.2.5. Put a sign to identify the “ON/OFF” positions and mark the MSR system with a identification label “MSR S/N XX”, according to figure 4, where XX is the sequential number of the enclosures that were produced. Figure 4 - Labels locations 10.2.3. Remove the fasteners that fix the panel P/N TB302113100160 and remove the panel. 10.2.4. Install the MSR enclosure P/N DEP1G-A18MSR-611B in the aircraft panel P/N TB302113100160. 10.2.4.1. Drill new holes on the aircraft support palonnier poste av P/N TB302113100160 according to DRW DEP1G-A18MSR-611B and DRW DEP1G-A18MSR-611B2. 10.2.4.2. Install rivet nuts self locking 22551L050, in panel P/N TB302113100160. 10.2.4.3. Install the panel P/N TB302113100160 in the aircraft with the same fasteners that were removed in paragraph 10.2.3. Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 11 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 10.2.4.4. Install the MSR enclosure P/N DEP1G-A18MSR-611B in the aircraft panel P/N TB302113100160 with two long bolts P/N E27128-50Q16CCU and four short bolts P/N E27128-50Q10CCU, see figure 5. Figure 5 – Installation of the MSR System P/N DEP1G-A18MSR-611B in the aircraft. 10.2.5. Install the aircraft panel P/N TB302113100160, after modification, in the aircraft, in accordance with the aircraft maintenance manual. 10.3. Alterações de identificação, manutenção e funcionamento/Changes in identification, maintenance and operation. Any issues related with technical support for this equipment and modification, please contact CLAFA/DEP. 11. INFORMAÇÃO SUPLEMENTAR/SUPPLEMENTAL INFORMATION. 11.1. Combustível/Fuel. N/A. 11.2. Testes/Testing. After installation and before any flight, perform the test procedure PTI EPSILON_A18.12000.002.0.2 followed by a compass swing, if system accepted after these PTI. 11.3. Informação relativa a peso e centragem/Weight and balance information. N/A. 12. REGISTO/RECORDS Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 12 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 12.1. Registo Histórico/Actions required on maintenance records. Record the implementation of this IT on the aircraft historical record (RH-A), using the Plus Systems. 12.2. Ações necessárias nos registos e abastecimento/Actions required on supply records. N/A. 13. INDICE DE ANEXOS/ANNEX INDEX ANEXO/ANNEX TÍTULO/TITLE I ELECTRICAL INSTALLATION DRW Nº MSR 165 • ANALOG - INPUT (SCHEME REC START/STOP) AND SCHEMATIC INSTALLATION PHOTOS. II DRAWINGS Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 13 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 ANEXO I/Annex I ELECTRICAL INSTALLATION DRW Nº MSR 165 • ANALOG - INPUT (SCHEME REC START/STOP) AND SCHEMATIC INSTALLATION PHOTOS Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 14 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 PAGE INTENTIONALLY LEFT BLANK Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 15 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 16 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 PAGE INTENTIONALLY LEFT BLANK Referência do Documento/Document Reference IT FA A18.12000.002 Outra Referência/Other Reference N/A Revisão: 1 Pag: 17 de 42 SQGA.MOD0039.Ed1 Figure 6 – Schematic of the electrical connector and pressure switch. Figure 7 – Detail of the switch installation and the cover used to protect the cables from chafing. 6 7 7 7 7 10,21 107 14,75 14,75 35,30 3,50 3,50 3,50 3,50 3,50 22,51 22,67 22,67 22,67 8 6 11,50 8,50 8,50 11 8,50 8,50 10,74 8,50 45,41 5,50 10,50 108,68 21,45 64,85 12,41 4,96 13,91 81,41 52,28 8 3,50 2,60 4 2,60 2,60 4 2,60 3,50 3,50 3,29 8,90° 12 105,18 35,30 110 7 6 7 UP 90.00° R 3 UP 90.00° R 3 +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1E-A18MSR-615A 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1E-A18MSR-615A Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano 51 15,50 9,50 4,61 29,32 2,83 7,20 6 6 7,20 13,50 7 7 13,50 3,50 3,50 3,50 3,50 13,75 85 34,65 64,31 54 15,91 79 15,04 15,50 42,42 33,10 DOWN 81.10° R 3 DOWN 90.00° R 3 98,90° 1 +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1E-A18MSR-616B 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1E-A18MSR-616B Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano 51 42,70 2,86 17,50 4,61 3,20 3,20 2,60 2,60 3,64 6,41 5,80 R10 14 12,91 3,50 3,50 3,50 5,50 3,50 3,50 3,50 3,50 24,41 8,05 7 6 8,50 6 7 8,50 12 17 40,96 42,89 17,23 17,41 48,75 21,75 14,27 23 9,75 17,25 17,25 22,07 13,07 6,41 79 3 3 9,75 54 87,91 15,50 15,50 7,85 7,85 3,64 85 UP 81.10° R 3 DOWN 90.00° R 3 17,50 1 98,90° +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1E-A18MSR-617A 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1E-A18MSR-617A Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano 9,99 10,89 2,60 4 2,60 3,50 5,40 16,25 17,25 17,25 16,25 17 7,35 7,35 7,35 3,60 3,60 8,17 17 8,50 5,15 3,50 3,50 3,50 3,50 8,50 14,51 14,51 5,40 2,60 4 2,60 85 29,03 8,50 8,50 77,80 DOWN 98.90° R 3 +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1E-A18MSR-618A 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1E-A18MSR-618A Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano 51 42,70 2,86 17,50 4,61 3,20 3,20 2,60 2,60 3,64 6,41 5,80 R10 14 12,91 3,50 3,50 3,50 5,50 3,50 3,50 3,50 3,50 24,41 8,05 7 6 8,50 6 7 8,50 12 17 40,96 42,89 17,23 17,41 48,75 21,75 14,27 23 9,75 17,25 17,25 22,07 13,07 6,41 79 3 3 9,75 54 87,91 15,50 15,50 7,85 7,85 3,64 85 UP 81.10° R 3 DOWN 90.00° R 3 17,50 1 98,90° +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1E-A18MSR-619A 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1E-A18MSR-619A Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano 9,99 10,89 2,60 4 2,60 3,50 5,40 16,25 17,25 17,25 16,25 17 7,35 7,35 7,35 3,60 3,60 8,17 17 8,50 5,15 3,50 3,50 3,50 3,50 8,50 14,51 14,51 5,40 2,60 4 2,60 85 29,03 8,50 8,50 77,80 DOWN 98.90° R 3 +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1E-A18MSR-620A 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1E-A18MSR-620A Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1G-A18MSR-611B 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1G-A18MSR-611B Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano 11 10 3 14 17 1818416139156125 2 19 7 ITEM NO. PART NUMBER Default/ QTY. 1 Epsilon TB PN 1 2 DEP1E-A18MSR-612A 1 3 DEP1E-A18MSR-615A 1 4 DEP1E-A18MSR-617A 1 5 MSR 165 1 6 Pressure SENSOR PN 1 7 DEP1E-A18MSR-620A 1 8 DEP1E-A18MSR-613A 1 9 MS20426AD4-X 21 10 MS20426AD3-X 18 11 TB302113100160 1 12 DEP1E-A18MSR-614B 1 13 DEP1E-A18MSR-616B 1 14 10-641N2GK0-38 1 15 FTH-13R-01 2 16 22551L040 6 17 E27128-40Q10CCU (short) 6 18 22552L030 3 19 ScrewM3X15 3 20 22551L050 3 21 E27128-50Q10CCU (short) 4 22 E27128-50Q16CCU (long) 2 +/- 0.1 +/- 0.25º Hxx / hxx FURAÇÃO LINEAR ANGULAR TOLERÂNCIAS ESCALAS 2/10/2015 NÃO CONFIDENCIAL DRW DEP1G-A18MSR-611B 2 1:1 A18 MSR EPSILON DEP1G-A18MSR-611B Aprovação Verificação Projeto Desenho DIREÇÃO DE ENGENHARIA E PROGRAMAS APLICAÇÕES MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA ALF Gameiro 1/10/2015 1/10/2015 ALF Gameiro CAP Serrano Apêndice B Procedimento de Testes e Inspeção R. MINISTÉRIO DA DEFESA NACIONAL FORÇA AÉREA COMANDO DÁ LOGÍSTICA Direção dc Engenharia e Programas PTI EPSILON_A18.12000.002.0.2 Revisão: O Data: 14/01)2016 Pág: 1 de 9 FORÇA AÉREA PORTUGUESA Procedimento de Teste e Inspeção Após instalação do MSR 165 PTI Preparado por: PTI Verificado por: PTI Aprovado por: TenJ EngEIJ 1353604 Ivo Cap/ EngEl] 1 32970-H Majf EngAerf 1 1 9832-H Diniz Francisco Machado Isabel Machado S”o ‘~Z-a. ]~jJ /IíV&E4 Ten! EngEl/ 136280-13 José Viana ‘*j ~36.AtZ tv~— ~~Á)/*O6 l~L PTI EPSILON_M8.12000.002.O.2 Revisão: O Componente A testar Observação esperada Resultado (PASSIJAIL) 3.4 A caixa do MSR 165 não interfere com a Rádios e outros operação dos rádios, nem dos outros equipamentos equipamentos de comunicação, navegação e vigilância, nem noutros sistemas da aeronave. 4 4.1 O MSR 165 não interfere adversamente Campo visual Localização do com o normal campo visual da tripulação. MSR 165 4.2 A luz indicadora dc estado do MSR 165 Acuidade visual não (leve perturbar a acuidade visual do piloto, principalmente em condições de voo noturno. 8.3 Observações As observações devem descrever todas as situações identificadas como relevantes durante a realização dos passos descritos no parágrafo 8.2 deste teste. Áecowa~Ac C II Pág.:8de9 PTI EPSILON A18.12000.002M.2 Revisilo: O PTL Executado lor: — Assinatura Chefe da equipa de testes (PostofN IP/N orne) ~6’ fr gt) ç—% — o —‘ - Data: i3/~L/zÕf~ Elemento da equipa de testes #1 — -- (Posto/NIP/Nome) CA-P 13 ‘ifIL ~ : Data: 49)o’/2~.fl~ Elemento do equipa de testes #2 (Posto/NIP/Norne) TEiO/n2a, -~/ Vj.4.04. 34aJ Qrflft/~.~&~& L. Data: jsfd?/iofó Pág.: 9 de 9 Apêndice C Datasheet e Desenhos MSR 165 MSR 165 Data Logger for shock and vibration THE bestseller for transportation monitoring, fault diagnoses and load tests! The robust MSR 165 data logger is capable of taking 1600 acceleration (shock, vibrations) measurements per second in all three axes for up to five years. Shock monitoring is possible up to ± 15 g or up to ± 200 g, 32 measurement values are recorded even before the event takes place.The rechargeable 800 mAh lithiumpolymer battery allows the user to monitor shocks over a period of up to six months. For an even longer recording period of up to five years, the MSR 165 can be equipped with long-life batteries. The installed memory is capable of storing over 2 million measured values, which is sufficient for more than 10.000 shocks. A microSD card (≥4GB) can be used to increase the capacity of the data logger to over 1 billion measured values. All saved measurements can be quickly transferred to a PC or laptop via the USB interface. The basic specification of the MSR 165 includes a high resolution 3-axis acceleration sensor. In addition you can also record temperature, humidity, pressure, light and four analogue input signals. Technical data Housing: Size & weight: Anodised aluminium case, PC, encapsulated, waterproof (IP67). 39 x 23 x 72 mm, approx. 69 g Medium: Memory capacity: Colour: Key: Air, various liquids Over 2m measurement values, expandable to > 1bn. Blue, anthracite Set bookmark or start and stop recording. Integrated sensor: Working range: Accuracy: Measurement / storage rate: 3-axis digital accelerometer (13 Bit resolution) ±15 g or ±200 g, -20...+65 °C 15 g sensor: ±0,15 g (+25 °C) 200 g sensor: up to 15 g ±2 g; up to 100 g ±5 g; up to 200 g ±10 g (at 25 °C). Up to 1600 /s (±15%). Power supply: Lithium-polymer battery (800 mAh), rechargeable via USB connection, recording period up to 6 months or replaceable batteries (Li-SOCl2, 3.6 V, 2 x 7700 mAh), for recordings up to 5 years. PC software: Interface: Free Setup, Reader, Viewer- & Online software (Windows XP/Vista/7/8) USB Operating conditions: Storage conditions: Temperature -20…+65 °C • Temperature +5…+45° C (ideal storage condition for the battery) • 10…95% relative humidity, non-condensing Standards: The MSR 165 complies with EU-Directives RoHS/WEEE. MSR 165 with external sensors Measurement parameters for the additional sensors (internal and external) In addition to 3-axis acceleration you can also simultaneously measure temperature, humidity, pressure and/or light using the MSR 165 data logger. There is a choice between internal and external sensors for these additional measurement parameters. The external sensors are available with cable lengths of 0.20 m, 1.0 m and 1.6 m. Measured parameters Working range Accuracy Measurement/ storage rate Temperature int.: -20…+65 °C ±0.5 °C (-10…+65 °C) 1 /s to every 12 h ext.: -55…+125 °C ±0.5 °C (-10…+65 °C) ±2 °C (-55…+125 °C) Relative humidity with integrated temperature 0…100% rel. humidity int. -20…+65 °C ext. -20…+85 °C ±2% rel. humidity (10…85%, 0…+40 °C) ±4% rel. humidity (85…95%, 0…+40 °C) 1 /s to every 12 h Air pressure absolute, with integrated temperature 0…2000 mbar absolute int. -20…+65 °C ext. -20…+85 °C ±2.5 mbar (750…1100 mbar absolute, +25 °C) 1 /s to every 12 h 0…14 bar absolute -20…+65 °C ±50 mbar (1…10 bar absolute, +25 °C) Light 0…65 000 lx max. sensitivity at 500 nm 1 /s to every 12 h Additional analogue inputs for connecting third-party sensors MSR 165 Analogue Inputs Inc. alarm output and input for starting and stopping data recording. Light sensor not available, 2 external sensors possible. 4 analogue inputs with freely selectable input configuration: 0…20 mA; 4…20 mA; 0…3.0 V; 0.5…4.5 V; 0…5.0 V; 1.0…6.0 V; 0…10.0 V; 0…12.0 V; 0…24.0 V Measurement/storage rate: 1 /s (or 1000 /s if the acceleration measurement rate is less than 1 /s) up to every 12 h Resolution: 12 Bit Expanding the memory capacity with a microSD memory card On request the MSR 165 can be supplied with an interface for plugging in a standard microSD card (one ≥4 GB microSD card is included). The microSD card increases the memory of the MSR 165 to over 1 billion and can be replaced during operation. Please note that this expansion slot with plugged-in microSD-card only meets the protection category IP60. Additional long-term power supply For a longer recording period of up to five years, the MSR 165 can be equipped with replaceable batteries (3.6 V, 2 x 7700 mAh, Li-SOCl 2 ). The batteries are stored in a splashproof cast aluminium case (122 x 92 x 70 mm, approx. 530 g). Contact us! We would be pleased to provide you with prices and delivery terms! Distributor: MSR Electronics GmbH Mettlenstrasse 6a CH-8472 Seuzach Switzerland Tel. +41 52 316 25 55 Fax +41 52 316 35 21 [email protected] www.msr.ch 5.14 Options: External temperature sensor External humidity sensor External light sensor External air pressure sensor ø19 55 ø5 ~23 ø6 ~23 ø5 ~23 Apêndice D Procedimento de Recolha de Dados/Recarregamento de Bateria Procedimento de recolha de dados do equipamento MSR165/recarregamento de bateria Aeronaves Epsilon TB 30 Nota: Para se proceder à recolha de dados é necessário possuir um computador com um dos seguintes sistemas operativos: Windows XP, Windows 7, Windows 8. Será também necessário instalar o programa de interface denominado por MSR 5.28.17 que permite a comunicação entre o acelerómetro e o computador. Periodicidade de recolha de dados A capacidade de memória interna traduz a periodicidade de recolha dos dados. Para a frequência de amostragem definida, 25 Hz, o equipamento consegue gravar parâmetros até um total de 14 horas e 20 minutos. Deste modo recomenda-se uma recolha dos dados a cada 4 dias, tendo em conta a operação típica. Este valor deverá ser ajustado conforme as horas de voo diárias efetuadas. Periodicidade de recarregamento de bateria A bateria deverá ser recarregada a cada 4 semanas (5 dias de operação típica). Mais uma vez esta periodicidade deverá ser ajustada conforme o número de horas voadas semanalmente. Procedimento de recolha de dados 1. Conectar o equipamento MSR ao computador através de um cabo USB disponível para o efeito (figura 1). Para a conexão, deverá ser procurado um entalhe por forma a ser possível fazer o encaixe. Deverá posteriormente ser roscado o parafuso de segurança, não necessitando de aperto.