CN103530486A - 一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明根据螺栓受力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了螺栓疲劳寿命设计时应同时考虑拉伸应力及剪切应力对螺栓疲劳寿命影响的问题。本发明先根据螺栓的受载特点，计算出螺栓的拉应力及剪切应力；然后采用强度第四理论，将螺栓承受的拉应力、剪切应力折算成当量拉应力；再根据螺栓自身结构特点，计算出螺栓固有性能DFR值；最后采用细节疲劳额定值DFR方法设计螺栓。

Description

一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法

技术领域

本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。

背景技术

飞机结构由上万个零件通过紧固件（螺栓或者铆钉）连接而成，而连接这些零件的紧固件则有几十万个。显然，螺栓的疲劳性能将直接影响飞机的安全。这些螺栓在交变应力的反复作用下，螺纹的受力状态发生变化，使得每圈螺纹上的载荷分布不均匀，螺纹之间相互咬合力加剧，易造成底孔螺纹磨损或破坏，或者导致螺栓根部断裂。因而，螺栓的疲劳寿命应引起足够重视。

根据螺栓的主要受力状态不同，螺栓可分为受拉螺栓、受剪螺栓、拉剪复合螺栓。

目前，对于螺栓的疲劳寿命计算，最常用的计算方法是细节疲劳额定值DFR方法。但是这种细节疲劳额定值DFR计算方法分析螺栓寿命时，只是针对受拉螺栓，只考虑了拉应力对疲劳寿命的影响，未考虑螺栓承受剪切载荷对疲劳寿命的影响。由于飞机结构受力复杂，连接螺栓通常除了承受轴向载荷，也会承受部分剪切载荷作用。如果不考虑剪切载荷对螺栓疲劳寿命的影响，将会得到螺栓偏危险的设计结论。因而，进行螺栓疲劳寿命设计时，剪切载荷对螺栓疲劳寿命的影响不能忽视。

发明内容

本发明的目的是提出一种更加准确地设计螺栓的飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。

本发明的技术解决方案是：一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法，包括以下步骤：

步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：

其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；

步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：

其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；

步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σ_req：

其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；

步骤四、确定螺栓的应力比R:

其中，σ_min是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最小值，σ_max为步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值；

步骤五、确定螺栓的细节疲劳额定值DFR：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀，对于车制阴螺纹，DFR＝0.6*DFR₀，其中，DFR₀取值依据螺栓直径D及螺栓热处理强度极限σ_b确定；

步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数N_m、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ；

步骤七、确定当量地空地循环数n_D:

其中，N_m是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；

步骤八、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

式中，

其中，S及σ_m0取值依据螺栓材料确定，n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的细节疲劳额定值，R是螺栓的应力比；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.:

其中，[σ_max]是地空地循环许用应力，σ_max为步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值；

步骤十、判断螺栓疲劳裕度M.S.是否大于0，若大于0，则螺栓疲劳满足设计要求，反之，根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》改变螺栓直径D或螺栓材料或螺栓热处理强度极限σ_b，返回步骤一，重新进行螺栓设计。

本发明所具有的优点和积极效果，本发明提出了一种更加准确地设计螺栓疲劳寿命的飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明从疲劳损伤容限研究领域，根据螺栓传力特点，在基于螺栓当量拉应力设计方法的基础上，对螺栓常规的设计疲劳的细节疲劳额定值DFR计算方法进行了改进。本发明包括确定螺栓拉应力σ、剪切应力τ、当量拉应力σ_req、应力比R、螺栓DFR值、目标寿命飞行次数N_m与疲劳可靠性系数FRF及地空地损伤比λ、当量地空地循环数n_D、地空地循环许用应力[σ_max]及螺栓疲劳裕度M.S.的设计步骤。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了螺栓疲劳寿命设计时应同时考虑拉伸应力及剪切应力对螺栓疲劳寿命影响的问题。

具体实施方式

先根据螺栓的受载特点，计算出螺栓的拉应力、剪切应力，并折算成当量拉应力，然后根据螺栓自身结构特点，计算出螺栓固有性能DFR值的，最后采用细节疲劳额定值DFR方法设计螺栓。包括以下步骤：

步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：

其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；

步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：

其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；

步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σ_req：

其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；

步骤四、确定螺栓的应力比R:

其中，σ_min是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最小值，σ_max为步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值；

步骤五、确定螺栓的DFR值：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀;对于车制阴螺纹，DFR＝0.6*DFR₀。其中，DFR₀取值与螺栓热处理σ_b及螺栓直径D有关。根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》（上册航空工业出版社）当σ_b＝1103MPa，D＝6mm至25mm之间时，DFR₀＝400MPa；当σ_b＝1103MPa，D>25mm时，DFR₀＝372MPa；当σ_b＝1241MPa，D＝6mm至25mm之间时，DFR₀＝462MPa；当σ_b＝124M1Pa，D>25mm时，DFR₀＝427MPa；当σ_b＝1517MP，D＝6mm至25mm之间时，DFR₀＝579MPa；当σ_b＝1517MPa，D>25mm时，DFR₀＝538MPa；

步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数N_m、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ；

步骤七、确定当量地空地循环数n_D:

其中，N_m是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；

步骤八、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

其中，n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的DFR值，R是螺栓的应力比，σ_m0及S取值与螺栓材料有关。根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》（上册航空工业出版社）当螺栓材料为铝合金时，S＝2.0，σ_m0＝310MPa，当螺栓材料为钛合金时，S＝2.0，σ_m0＝620MPa，当螺栓材料为中强钢时，S＝1.8，σ_m0＝930MPa，当螺栓材料为高强钢时，S＝1.8，σ_m0＝1240MPa。

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.:

其中，[σ_max]是地空地循环许用应力，σ_max为步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值；

步骤十、判断螺栓疲劳裕度M.S.是否大于0，若大于0，则螺栓疲劳满足设计要求，反之，根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》（上册，航空工业出版社）改变螺栓直径D或螺栓材料或螺栓热处理强度极限σ_b，返回步骤一，重新进行螺栓设计。

实施例

下面以某三个具体实例对本发明做进一步详细说明。

实施例一

一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法，包括以下步骤：

已知：螺栓材料为中强钢，螺栓直径D＝20mm，螺栓热处理σ_b为1103MPa。目标寿命飞行次数N_m＝10000，疲劳可靠性系数FRF＝2。

步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；

步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：

;其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；

步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σ_req：其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；

步骤四、确定螺栓的应力比R:

其中，σ_min＝13MPa，是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最小值，σ_max＝299MPa，是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值，应力比

步骤五、确定螺栓的DFR值：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀。其中，DFR₀取值与螺栓热处理σ_b及螺栓直径D有关。当σ_b＝1103MPa，D＝6mm至25mm之间时，DFR₀＝400MPa。因而螺栓的DFR＝0.7*400＝280MPa；

步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数N_m、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ，N_m＝10000，FRF＝2，λ＝0.58；

步骤七、确定当量地空地循环数n_D:

其中，N_m是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；

步骤八、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

其中，

n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的DFR值，R是螺栓的应力比，σ_m0及S取值与螺栓材料有关，当螺栓材料为中强钢时，S＝1.8，σ_m0＝930MPa。经计算，[σ_max]＝346MPa；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.: $M.S.=\frac{\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]}{{\mathrm{\σ}}_{\max }}-1=\frac{346}{299}-1=0.16;$

步骤十、经判断，螺栓疲劳裕度M.S.大于0，螺栓疲劳满足设计要求。

实施例二

一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法，包括以下步骤：

已知：螺栓材料为中强钢，螺栓直径D＝18mm，螺栓热处理σ_b为1103MPa。目标寿命飞行次数N_m＝10000，疲劳可靠性系数FRF＝2。

步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：

其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；

步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：

其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；

步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σ_req：

其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；

步骤四、确定螺栓的应力比R:

其中，σ_min＝25.5MPa，是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最小值，σ_max＝584.8MPa，是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值，应力比

步骤五、确定螺栓的DFR值：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀。其中，DFR₀取值与螺栓热处理σ_b及螺栓直径D有关。当σ_b＝1103MPa，D＝6mm至25mm之间时，DFR₀＝400MPa。因而螺栓的DFR＝0.7*400＝280MPa；

步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数N_m、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ，N_m＝10000，FRF＝2，λ＝0.58；

步骤七、确定当量地空地循环数n_D:

其中，N_m是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；

步骤八、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

其中，

n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的DFR值，R是螺栓的应力比，σ_m0及S取值与螺栓材料有关，当螺栓材料为中强钢时，S＝1.8，σ_m0＝930MPa。经计算，[σ_max]＝346MPa；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.: $M.S.=\frac{\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]}{{\mathrm{\σ}}_{\max }}-1=\frac{346}{584.8}-1=-0.41;$

步骤十、经判断，螺栓疲劳裕度M.S.小于0，螺栓疲劳不满足设计要求。，根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》（上册航空工业出版社）改变螺栓直径，令螺栓直径D＝26mm，其余参数不变。返回步骤一，重新进行螺栓设计。

此时，步骤一、步骤二、步骤三按照改变后的螺栓直径重新计算应力。

步骤四中计算得到的螺栓的应力比

其中σ_min＝12.24MPa，σ_max＝280.3MPa。

步骤五中螺栓的DFR值，DFR＝0.7*DFR₀＝0.7*372＝260.4MPa（对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀。其中，DFR₀取值与螺栓热处理σ_b及螺栓直径D有关。当σ_b＝1103MPa，D大于25mm时，DFR₀＝372MPa）。

步骤六、步骤七计算与前面相同。

步骤八中、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

其中，

n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的DFR值，R是螺栓的应力比，σ_m0及S取值与螺栓材料有关，当螺栓材料为中强钢时，S＝1.8，σ_m0＝930MPa。经计算，[σ_max]＝322.95MPa；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.: $M.S.=\frac{\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]}{{\mathrm{\σ}}_{\max }}-1=\frac{322.95}{280.3}-1=0.15;$

步骤十、经判断，螺栓疲劳裕度M.S.大于0，螺栓疲劳满足设计要求。

实施例三

一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法，包括以下步骤：

已知：螺栓材料为钛合金，螺栓直径D＝18mm，螺栓热处理σ_b为1103MPa。目标寿命飞行次数N_m＝10000，疲劳可靠性系数FRF＝2。

步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：

其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；

步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：

其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；

步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σ_req：

其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；

步骤四、确定螺栓的应力比R:

其中，σ_min＝15.5MPa，是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最小值，σ_max＝354.4MPa，是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值，应力比

步骤五、确定螺栓的DFR值：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀。其中，DFR₀取值与螺栓热处理σ_b及螺栓直径D有关。当σ_b＝1103MPa，D＝6mm至25mm之间时，DFR₀＝400MPa。因而螺栓的DFR＝0.7*400＝280MPa；

步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数N_m、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ，N_m＝10000，FRF＝2，λ＝0.58；

步骤七、确定当量地空地循环数n_D:

其中，N_m是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；

步骤八、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

其中，

n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的DFR值，R是螺栓的应力比，σ_m0及S取值与螺栓材料有关，当螺栓材料为钛合金时，S＝2.0，σ_m0＝620MPa。经计算，[σ_max]＝351MPa；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.: $M.S.=\frac{\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]}{{\mathrm{\σ}}_{\max }}-1=\frac{351}{354.4}-1=-0.01;$

步骤十、经判断，螺栓疲劳裕度M.S.小于0，螺栓疲劳不满足设计要求。根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》（上册航空工业出版社）改变螺栓材料，令螺栓材料为高强钢，其余参数不变。返回步骤一，重新进行螺栓设计。

此时，步骤一、步骤二、步骤三、步骤四、步骤五、步骤六、步骤七与前面相同。

步骤八中计算地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

其中，

n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的DFR值，R是螺栓的应力比，σ_m0及S取值与螺栓材料有关，当螺栓材料为高强钢时，S＝1.8，σ_m0＝1240MPa。经计算，[σ_max]＝356.6MPa；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.: $M.S.=\frac{\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]}{{\mathrm{\σ}}_{\max }}-1=\frac{356.6}{354.4}-1=0.001;$

步骤十、经判断，螺栓疲劳裕度M.S.大于0，螺栓疲劳满足设计要求。

Claims (1)

1.一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法，其特征是，设计方法包括以下步骤：

步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：

其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；

步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：

其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；

步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σ_req：其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；

步骤四、确定螺栓的应力比R:

其中，σ_min是步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最小值，σ_max为步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值；

步骤五、确定螺栓的细节疲劳额定值DFR：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR₀;对于车制阴螺纹，DFR＝0.6*DFR₀，其中，DFR₀取值依据螺栓直径D及螺栓热处理强度极限σ_b确定；

步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数N_m、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ；

步骤七、确定当量地空地循环数n_D:

其中，N_m是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；

步骤八、确定地空地循环许用应力[σ_max]：

$\left[{\mathrm{\σ}}_{\max }\right]=\frac{0.94*{\mathrm{\σ}}_{m0}*X_{\mathrm{GAG}}*\mathrm{DFR}}{(1-R)*({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53*\mathrm{DFR})+0.47*X_{\mathrm{GAG}}*(1+R)*\mathrm{DFR}}$

式中，

其中，S及σ_m0取值依据螺栓材料确定，n_D是当量地空地循环数，DFR是螺栓的细节疲劳额定值，R是螺栓的应力比；

步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S.:

其中，[σ_max]是地空地循环许用应力，σ_max为步骤三中当量拉应力σ_req在飞机载荷谱中的最大值；

步骤十、判断螺栓疲劳裕度M.S.是否大于0，若大于0，则螺栓疲劳满足设计要求，反之，根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》改变螺栓直径D或螺栓材料或螺栓热处理强度极限σ_b，返回步骤一，重新进行螺栓设计。