CN103544402B - 一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法。本发明基于外场数据，因此，得到的疲劳开裂结构等效分析谱能够反映外场实际，谱型为等幅谱，不需要再做载荷谱简化工作，即可应用于改进分析和对比试验，确定改进方案的有效性，大幅缩短试验周期。本发明解决了外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题。

Description

一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法

技术领域

本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法。

背景技术

飞机外场结构疲劳开裂排故，是飞机服役保障的一项很重要的工作内容，而在故障发生后，原因分析和结构改进都需要耗费大量的人力、物力和时间，其中从保障飞机飞行安全的角度，时间尤为关键，而发现原因和完成改进设计的前提，就是有相应结构的分析谱，现在面临的问题是，出现疲劳裂纹的结构往往疲劳载荷谱数据不完备，需要进行飞行实测，或者其疲劳载荷谱较为复杂，在做相关分析和改进验证性试验时，需要较长的时间周期。因此，使用较少的输入条件，构造简单的等效结构分析谱，用于飞机外场排故，节省经费和排故时间就显得特别的重要。

发明内容

本发明的目的是为了解决外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题，构造能用于故障分析的等效分析谱。

本发明的技术解决方案是，第一步：确定疲劳关键部位PSE的数据，疲劳关键部位包括疲劳开裂部位和相邻结构部位，数据包括飞机整机目标寿命N₀和疲劳开裂部位寿命N₁；

第二步：根据疲劳开裂结构部位，查阅相关疲劳分析手册、图册，获得同类飞机相似结构的地空地损伤比λ_j；

第三步：根据飞机疲劳开裂结构部位及周边部位的静强度气动载荷分布，得到相应部位段的静强度载荷P和作用点Z,用静强度载荷替代疲劳载荷，疲劳载荷P'＝P/1.5；

第四步：计算疲劳关键部位PSE对应的细节疲劳额定值DFR，DFR＝DFR_base·K·F·R_C；其中，DFR_base是结构DFR基准值，K是材料系数，F是粗糙度系数，R_C疲劳额定值系数；

第五步：按照飞机的目标寿命取N₀、疲劳分析手册给定的疲劳可靠性系数FRF及计算得到的DFR，通过DFR法，得到不同应力比R_GAG和地空地损伤比下的地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N_R变化曲线；

第六步：建立疲劳关键部位段的有限元分析模型，施加疲劳载荷P'，获得关键部位PSE的最大应力σ₁；

第七步：选择一个应力比R_GAG下的不同地空地损伤比的地空地循环最大应力σ_maxGAG与N_R的变化曲线，在这幅曲线中找出关键部位PSE的最大应力σ₁和疲劳开裂部位寿命N₁对应的点，若落在某个曲线上，则直接得到该应力比R_GAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'，若落在两个曲线之间，则用插值的方式得到该应力比R_GAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'；

第八步：依据疲劳载荷P'、地空地损伤比λ'得到构造的等效分析谱，谱型为等幅谱，该谱中地空地损伤比为λ'，载荷循环中峰值等于疲劳载荷P'，谷值为R_GAG·P’。

所述的应力比R_GAG设置为0。06，得到该应力比下的不同地空地损伤比下的地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N_R变化曲线。

本发明具有的优点和有益效果，

本发明提出了一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法。

本发明所需的数据包括飞机整机目标寿命N₀，疲劳开裂部位寿命N₁，静强度载荷P,同类飞机相似结构的地空地损伤比λ_j。构造过程包括获取疲劳载荷P′，计算疲劳开裂部位的细节疲劳额定值DFR，计算不同应力比R_GAG和地空地损伤比下的地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N_R变化曲线，计算疲劳开裂部位最大应力σ₁，确定疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'，形成疲劳开裂部位等效分析谱。本发明不需要进行飞机载荷实测，亦不需要按照常规疲劳载荷谱编制过程进行复杂的当量折算和数据拟合，具有所需数据少，编制过程简单的优点，节省了人力、物力。

本发明基于外场数据，因此，得到的疲劳开裂结构等效分析谱能够反映外场实际，谱型为等幅谱，不需要再做载荷谱简化工作，即可应用于改进分析和对比试验，确定改进方案的有效性，大幅缩短试验周期。

本发明解决了外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题。

附图说明

图1是本发明在R_GAG＝0.06时，不同λ的σ_maxGAG和N_R变化曲线示意图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明作详细说明。

第一步：确定疲劳关键部位PSE的数据，疲劳关键部位包括疲劳开裂部位和相邻结构部位，数据包括飞机整机目标寿命N₀和疲劳开裂部位寿命N₁；

第二步：根据疲劳开裂结构部位，查阅相关疲劳分析手册、图册，获得同类飞机相似结构的地空地损伤比λ_j；

第三步：根据飞机疲劳开裂结构部位及周边部位的静强度气动载荷分布，得到相应部位段的静强度载荷P和作用点Z,用静强度载荷替代疲劳载荷，疲劳载荷P'＝P/1.5；

第四步：计算疲劳关键部位PSE对应的细节疲劳额定值DFR，DFR＝DFR_base·K·F·R_C；其中，DFR_base是结构DFR基准值，K是材料系数，对于铝：K=1.0；对于钛：K=1.6；对于高强度钢（σ_b＞1655MPa）：K=1.9；对于中等强度钢（σ_b≤1655MPa）：K=2.2，F是粗糙度系数，R_C疲劳额定值系数；

第五步：按照飞机的目标寿命取N₀、疲劳分析手册给定的疲劳可靠性系数FRF及计算得到的DFR，通过DFR法，其中单独作用地空地循环应力破坏时的飞行次数 $N_{\mathrm{GAG}}={10}^{(5-\frac{1g{Z}_{\mathrm{GAG}}}{1\mathrm{gS}})},Z_{\mathrm{GAG}}=\frac{(1-R_{\mathrm{GAG}})({\mathrm{\σ}}_{m0}-0.53\mathrm{DFR}){\mathrm{\σ}}_{\max \mathrm{GAG}}}{\mathrm{DFR}[0.94{\mathrm{\σ}}_{m0}-0.47(1+R_{\mathrm{GAG}}){\mathrm{\σ}}_{\max \mathrm{GAG}}]},$ S和σ_m0为疲劳特征参数，铝（全部）：σ_m0＝310MPa,S＝2；钛（全部）σ_m0＝620MPa,S＝2；钢（中强）：σ_m0＝930MPa,S＝1.8；钢（高强）：σ_m0＝1240MPa,S＝1.8，得到不同应力比R_GAG和地空地损伤比下的地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N_R变化曲线；

第六步：建立疲劳关键部位段的有限元分析模型，施加疲劳载荷P'，获得关键部位PSE的最大应力σ₁；

第七步：选择一个应力比R_GAG下的不同地空地损伤比的地空地循环最大应力σ_maxGAG与N_R的变化曲线，在这幅曲线中找出关键部位PSE的最大应力σ₁和疲劳开裂部位寿命N₁对应的点，若落在某个曲线上，则直接得到该应力比R_GAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'，若落在两个曲线之间，则用插值的方式得到该应力比R_GAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'；

第八步：依据疲劳载荷P'、地空地损伤比λ'得到构造的等效分析谱，谱型为等幅谱，该谱中地空地损伤比为λ'，载荷循环中峰值等于疲劳载荷P'，谷值为R_GAG·P’。

该发明已应用到某型飞机腹鳍连接角材疲劳开裂排故,下面具体介绍该结构等效分析谱的构造过程。

实施例

第一步,确定疲劳关键部位包括疲劳开裂部位某型飞机腹鳍连接角材根部和相邻部位腹鳍连接角材螺栓连接孔，N₀＝5000起落数，N₁＝660起落数。

第二步：查飞机疲劳手册，λ₁取波音737飞机垂尾与机身连接后梁端部接头的地－空－地损伤比λ_GAG＝0.14，λ₂取波音747飞机平尾结构的地－空－地损伤比λ_GAG＝0.3，λ₃亦取波音747飞机平尾结构的地－空－地损伤比λ_GAG＝0.8。

第三步：根据静强度气动载荷分布，该结构主要承受侧向气动力引起的弯矩M。因此，分段计算侧面分布载荷，获得每段的平均弯矩，按照结构段，来分析对比找出，受载严重的关键部位段，确定加载点为713mm处时，疲劳载荷为8000N。

第四步：N₀＝5000飞行起落数，FRF取4,应力比R_GAG取0.06，结构材料为铝合金，DFR＝DFR_base·K·F·R_C＝133.8·1.0·0.95·1.44＝183MPa。

第五步：结构为铝合金，疲劳特征参数σ_m0＝310MPa,S＝2，计算得到，R_GAG＝0.06时，三种地空地损伤比下，地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N变化曲线。

第六步：建立有限元模型，施加疲劳载荷P'，应力分析得到疲劳开裂部位的最大应力σ₁＝270MPa。

第七步：查找关键部位的应力水平和疲劳寿命对应曲线中，对应σ₁和N₁的点，确认R_GAG＝0.06时，疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'＝λ₁＝0.14。

第八步：得到结构等效分析谱，谱型等幅谱，应力比R_GAG＝0.06，地空地损伤比λ＝0.14，载荷循环为（8000N，480N）。

构造得到的分析谱，已成功用于结构疲劳分析和原结构与改进结构的对比试验，解决了某型飞机腹鳍连接角材疲劳开裂问题。

Claims (2)

1.一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法，其特征是，第一步：确定疲劳关键部位PSE的数据，疲劳关键部位包括疲劳开裂部位和相邻结构部位，数据包括飞机整机目标寿命N₀和疲劳开裂部位寿命N₁；

第二步：根据疲劳开裂结构部位，查阅相关疲劳分析手册、图册，获得同类飞机相似结构的地空地损伤比λ_j；

第三步：根据飞机疲劳开裂结构部位及周边部位的静强度气动载荷分布，得到相应部位段的静强度载荷P和作用点Z,用静强度载荷替代疲劳载荷，疲劳载荷P′＝P/1.5；

第四步：计算疲劳关键部位PSE对应的细节疲劳额定值DFR，DFR＝DFR_base·K·F·R_C；其中，DFR_base是结构DFR基准值，K是应力集中系数，F是粗糙度系数，R_C疲劳额定值系数；

第五步：按照飞机的目标寿命取N₀、疲劳分析手册给定的疲劳可靠性系数FRF及计算得到的DFR，通过DFR法，得到不同应力比R_GAG和地空地损伤比下的地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N_R变化曲线；

第六步：建立疲劳关键部位段的有限元分析模型，施加疲劳载荷P'，获得关键部位PSE的最大应力σ₁；

第七步：选择一个应力比R_GAG下的不同地空地损伤比的地空地循环最大应力σ_maxGAG与N_R的变化曲线，在这幅曲线中找出关键部位PSE的最大应力σ₁和疲劳开裂部位寿命N₁对应的点，若落在某个曲线上，则直接得到该应力比R_GAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'，若落在两个曲线之间，则用插值的方式得到该应力比R_GAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ'；

第八步：依据疲劳载荷P'、地空地损伤比λ'得到构造的等效分析谱，谱型为等幅谱，该谱中地空地损伤比为λ'，载荷循环中峰值等于疲劳载荷P'，谷值为R_GAG·P。

2.根据权利要求1所述的一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法，其特征是，所述的应力比R_GAG设置为0.06，得到该应力比下的不同地空地损伤比下的地空地循环最大应力σ_maxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命N_R变化曲线。