CN104679996A - 一种确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法 - Google Patents

Abstract

本发明建立了一种确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法，以疲劳应用统计学中强度升降法的理论为基础，提出了确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法，在不同寿命级上进行疲劳寿命试验，继而进行剩余强度试验，判断剩余强度是否满足要求，当相邻两个寿命级上出现相反结果时，取两个的寿命均值为正好满足指定剩余强度的寿命，重复试验并统计分析得到广布疲劳损伤平均行为。本发明提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础，不依赖于结构的具体形式和受载情况，对广布疲劳损伤敏感结构的两种类型，即多部位损伤结构和多元件损伤结构均适用。

Description

一种确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法

技术领域

本发明涉及飞机结构中广布疲劳损伤敏感结构的广布疲劳损伤平均行为的预测问题，具体涉及一种确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法，其为基于疲劳应用统计的强度升降法确定结构指定剩余强度的疲劳寿命的寿命升降法，适用于机队中各类广布疲劳损伤敏感结构。

背景技术

自1988年Aloha航空事故以来，广布疲劳损伤(WFD)问题引起了学术界和航空界的广泛关注。WFD是指多个相似或相同细节中同时出现尺寸和密度足够的裂纹，使结构的剩余强度不再满足联邦航空条例§25.571(b)的要求。WFD包括两类情况，一类是发生于一个大的结构单元如蒙皮连接处的铆钉连线，这类被称为多部位损伤(MSD)，另一类是发生于多元件结构，如相邻的框架或纵梁，称为多元件损伤(MED)。MSD和MED的初始裂纹通常都太小以至于在常规检查手段下难以被发现，在没有干预的情况下，这些裂纹将扩展并最终危害到飞机的结构完整性。因此，研究和阻止WFD的发生成为了学术界和航空界的热点。

美国联邦航空管理局针对WFD问题发布了一系列规定和咨询通告，要求飞机设计认可持有人确定支持飞机结构广布疲劳损伤评定和维修大纲的有效性限制(LOV)，保证运输类飞机，尤其是老龄飞机的持续适航能力。国内外针对WFD的相关规定进行了深入的分析和解读，并就LOV的确定方法展开了研究和讨论。对于飞机的每个敏感结构都进行WFD评定以确定其WFD平均行为(WFD_ave)是确定LOV的基础。目前确定WFD_ave的方法以分析手段为主，而在实验确定WFD_ave方面尚无相关的文献，研究者们正对此开展研究。本发明正是在这一背景下，基于疲劳应用统计中的强度升降法提出的。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：基于疲劳应用统计中的强度升降法，建立测定结构指定剩余强度的疲劳寿命的方法，用以预测飞机结构指定剩余强度下的疲劳寿命，并最终提出一种确定WFD敏感结构的WFD平均行为的寿命升降法。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法，其特征在于包括以下步骤：

步骤A，首先确定结构所受疲劳载荷和需要满足的剩余强度σ_req，并选取一个相对较高的初始疲劳寿命级N₀和合适的寿命级差ΔN；

步骤B，进行疲劳裂纹萌生和裂纹扩展实验，若未到达选定寿命级试件就断裂，实验结果记为“破坏”，若实验到达选定寿命时试件未断裂，则进行步骤C；

步骤C，进行静强度实验，取静强度实验中的最大载荷为试件的剩余强度σ_rsi，若σ_rsi<σ_req，则实验结果记为“破坏”，若σ_rsi≥σ_req，则实验结果记为“越出”；“破坏”和“越出”为两个相反的结果；

步骤D，若前一个试件为“破坏”，则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上减寿命级差ΔN，进行步骤B，若前一个试件为“越出”，则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上加寿命级差ΔN，进行步骤B；

步骤E，根据步骤B至步骤D序贯进行实验。从第一次出现相反结果的两个数据点开始记为有效数据，实验至6～12个有效数据时，根据有效数据的终点，可以设想在某一寿命级上还应存在一个数据点，若该点与有效数据的起点位于同一寿命级上，则实验数据闭合。若满足闭合条件，则进入步骤F，若不满足闭合条件，则进入步骤B；

步骤F，相邻寿命级上的相反结果配对；

步骤G，将对子的寿命均值作为随机变量进行统计分析，统计量的均值即为广布疲劳损伤平均行为(WFD_ave)，具体计算公式为：

${\mathrm{WFD}}_{\mathrm{ave}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n_s}{\mathrm{\&Sigma;}}}{N}_{\mathrm{ri}}{n}_i$

其中，N_ri为相邻寿命级上的相反实验结果的寿命N_i和N_i+1的均值，n_i为N_i和N_i+1配成的对子个数，n＝Σn_i；

步骤H，结束。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明以疲劳应用统计中常用的强度升降法理论为基础，提出了确定指定剩余强度的疲劳寿命的寿命升降法，该方法可用于确定机队中WFD敏感结构的WFD平均行为。

(2)本发明提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础，不依赖于结构的具体形式和受载情况，对WFD敏感结构中的MSD结构和MED结构均适用。

(3)本发明提出的寿命升降法以实验为手段确定WFD敏感结构的WFD平均行为，可用于验证分析方法确定的WFD平均行为。

附图说明

图1是本发明实施流程图；

图2是本发明实验验证所用试件尺寸图。

具体实施方式

下面结合附图以及具体实施例进一步说明本发明。

如图1所示，本发明确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法的具体实现步骤为：

1.首先确定结构所受疲劳载荷和需要满足的剩余强度σ_req，并选取一个相对较高的初始疲劳寿命级N₀和合适的寿命级差ΔN；

2.进行疲劳裂纹萌生和裂纹扩展实验，若未到达选定寿命级试件就断裂，实验结果记为“破坏”，若实验到达选定寿命时试件未断裂，则进行静强度实验；

3.取静强度实验中的最大载荷为试件的剩余强度σ_rsi，若σ_rsi<σ_req，则实验结果记为“破坏”，若σ_rsi≥σ_req，则实验结果记为“越出”；“破坏”和“越出”为两个相反的结果；

4.若前一个试件为“破坏”，则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上减寿命级差ΔN，进行步骤2，若前一个试件为“越出”，则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上加寿命级差ΔN，进行步骤2；

5.根据步骤2至步骤4序贯进行实验。从第一次出现相反结果的两个数据点开始记为有效数据，实验至6～12个有效数据时，根据有效数据的终点，可以设想在某一寿命级上还应存在一个数据点，若该点与有效数据的起点位于同一寿命级上，则实验数据闭合。若满足闭合条件，则进入步骤6，若不满足闭合条件，则进入步骤2；

6.相邻寿命级上的相反结果配对；

7.将对子的寿命均值作为随机变量进行统计分析，统计量的均值即为WFD平均行为(WFD_ave)，计算公式为：

${\mathrm{WFD}}_{\mathrm{ave}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n_s}{\mathrm{\&Sigma;}}}{N}_{\mathrm{ri}}{n}_i$

其中，N_ri为相邻寿命级上的相反实验结果的寿命N_i和N_i+1的均值，n_i为N_i和N_i+1配成的对子个数，n＝Σn_i；

实施例1：利用寿命升降法确定航空铝合金2524-T3板材5细节MSD结构试件的WFD_ave

如图2所示，为5细节MSD结构试件尺寸示意图，试件厚度1.6mm，材料基本力学性能为：杨氏模量E＝70GPa，屈服强度σ_ys＝332MPa，极限强度σ_ult＝463MPa。

1.确定加载参数、剩余强度、初始寿命级和寿命级差。

本实例采用恒幅载荷加载，最大应力100MPa，应力比0.06。实验频率8Hz。结构应满足的剩余强度为σ_req＝254.5MPa。选定初始寿命级为240,000个循环，级差ΔN＝30,000个循环。

2.对一个试件在选定的寿命级下进行疲劳实验，观测并记录裂纹萌生情况和扩展情况。若疲劳实验结束时试件萌生的裂纹数小于2条，实验结果无效，重新进行实验。疲劳寿命到达预设的寿命级后，若试件的裂纹数≥2条且未断裂，则进行静强度实验。静强度实验采用位移模式加载，实验速率为0.5mm/min。记录实验中的位移-载荷情况，取静强度实验中的试件能承受的最大强度为试件的剩余强度σ_rsi。

3.试件未达到选定疲劳寿命即断裂或经历选定疲劳寿命后剩余强度σ_rsi<σ_req，记为“破坏”，若试件经历选定疲劳寿命后剩余强度σ_rsi≥σ_req，记为“越出”。凡前一个试件破坏，则随后的一个实验在更低一级的疲劳寿命上进行；凡前一个试件越出，则随后的一个实验在更高一级的疲劳寿命上进行。

4.实验至8个有效数据且满足闭合条件时结束实验，实验结果如表1所示。

表1寿命升降法实验结果

对实验结果进行配对，配对结果如表2所示。

表2寿命升降法配对结果

5.将配对结果带入如下公式可计算得到5细节MSD结构的WFD平均行为：

${\mathrm{WFD}}_{\mathrm{ave}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n_s}{\mathrm{\&Sigma;}}}{N}_{\mathrm{ri}}{n}_i=\mathrm{225,000}$

6.上述即为采用本发明所提出的寿命升降法确定MSD结构的WFD平均行为的过程。由于本发明提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础，不依赖于结构的具体形式和受载情况，因此，该方法对广布疲劳损伤结构的两种类型，即多部位损伤结构和多元件损伤结构均适用。

本发明未详细公开的部分属于本领域的公知技术。

尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (1)

1.一种确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法，其特征在于包括以下步骤：

步骤A，首先确定结构所受疲劳载荷和需要满足的剩余强度σ_req，并选取一个相对较高的初始疲劳寿命级N₀和合适的寿命级差ΔN；

步骤B，进行疲劳裂纹萌生和裂纹扩展实验，若未到达选定寿命级试件就断裂，实验结果记为“破坏”，若实验到达选定寿命时试件未断裂，则进行步骤C；

步骤C，进行静强度实验，取静强度实验中的最大载荷为试件的剩余强度σ_rsi，若σ_rsi<σ_req，则实验结果记为“破坏”，若σ_rsi≥σ_req，则实验结果记为“越出”，“破坏”和“越出”为两个相反的结果；

步骤D，若前一个试件为“破坏”，则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上减寿命级差ΔN，进行步骤B，若前一个试件为“越出”，则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上加寿命级差ΔN，进行步骤B；

步骤E，根据步骤B至步骤D序贯进行实验，从第一次出现相反结果的两个数据点开始记为有效数据，实验至6～12个有效数据时，根据有效数据的终点，可以设想在某一寿命级上还应存在一个数据点，若该点与有效数据的起点位于同一寿命级上，则实验数据闭合，若满足闭合条件，则进入步骤F，若不满足闭合条件，则进入步骤B；

步骤F，相邻寿命级上的相反结果配对；

步骤G，将对子的寿命均值作为随机变量进行统计分析，统计量的均值即为广布疲劳损伤平均行为(WFD_ave)，具体计算公式为：

${\mathrm{WFD}}_{\mathrm{ave}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n_s}{\mathrm{\&Sigma;}}}{N}_{\mathrm{ri}}{n}_i$

其中，N_ri为相邻寿命级上的相反实验结果的寿命N_i和N_i+1的均值，n_i为N_i和N_i+1配成的对子个数，

步骤H，结束。