CN104792633B - 一种飞机机体裂纹扩展寿命预测方法 - Google Patents
一种飞机机体裂纹扩展寿命预测方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，根据飞机实际飞行情况获得飞机飞行中的随机载荷谱；将获得的随机载荷谱分成若干段，分别对每一段进行雨流计数并进行常幅化，使每一段都近似为一个块载荷谱；根据Miners累计损伤理论，计算每个块载荷谱在相应应力比R状态下作用在裂纹上时的循环寿命λ，进行适当应力比下的疲劳试验并获得相应的应力—寿命曲线；根据等损伤理论，在应力‑寿命曲线图中选取适当应力比R下对应的寿命曲线，通过描点获得相同寿命对应的等效应力Seq；再根据R和Seq获得等效循环应力的最大应力值σmax和最小应力值σmin；根据等效循环应力参数计算获得的块载荷谱作用在飞机机体上时裂纹的扩展率。
Description
技术领域
本发明涉及断裂力学及损伤容限领域，更具体的公开了一种在随机载荷谱下，飞机机体裂纹扩展寿命的预测方法。
背景技术
随机载荷谱下的机械结构裂纹扩展寿命预测过程十分复杂，预测效率低。现有技术中，对机械结构的裂纹扩展寿命进行分析时一般遵循以下步骤：
(1)在分析软件中构建与实际结构相同的几何模型，几何模型中包含要对其进行分析的初始缺陷；
(2)在分析软件中，根据实际使用中施加在机械结构上的载荷谱向几何模型上施加载荷并进行应力分析；
(3)获得的模型的初始缺陷在载荷作用下的裂间远端应力，并将其应用于应力强度因子关系式中进行分析，获得应力强度因子ΔK；
(4)应用获得的应力强度因子ΔK带入到Paris law：中进行算，获得裂纹扩展速率预测；
(5)经过上述模拟分析后，在几何模型不失效的前提下，根据获得的裂纹扩展情况更新分析软件中的几何模型，并重复步骤(1)—(4)中的程序，进行下一轮计算。
上述对机械结构裂纹扩展寿命进行预测的方法，其实质是大循环载荷谱下的每个小循环载荷作用在机械结构上并进行应力分析。当将上述分析方法应用在飞机结构的裂纹扩展寿命计算预测时，存在以下问题：(1)飞机及飞机上的裂纹结构复杂；
(2)由于飞机所处的环境复杂多变，飞机飞行过程中施加在飞机上的载荷谱复杂性高、随机性强，循环次数多；
(3)在飞机结构上的裂纹进行分析时，需要基于裂纹的扩展频繁进行模型更新和网格重划分，整个计算过程复杂且计算量巨大、耗时超长，同时，有限元算法的特点也决定了计算过程中的累积误差随计算时间的增加显著增大，所得的最终的计算精度较差；
(4)在计算过程中采用有限元方法进行应力分析时，若要保证计算的精度，在模型网格划分时单元尺寸相差不宜过大，而对含裂纹的模型，其裂纹位置处的网格单元需要充分细化，所以模型总单元数量大增，导致计算量过大。
因此，市场亟需一种适用于工程应用过程，在对机械结构的裂纹扩展寿命进行预测时，计算量和累计误差小，计算所需时间短的机械结构裂纹扩展寿命预测方法。
发明内容
本发明的一个目的在于，提出一种在工程应用计算过程中，计算量和累计误差量小，计算时间短的在随机载荷谱下，飞机机体裂纹扩展寿命预测方法。
为达到此目的，本发明采用以下技术方案：
一种飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，包括以下步骤，
步骤A：根据飞机实际飞行情况获得飞机飞行中的随机载荷谱；
步骤B：将步骤A中获得的随机载荷谱分成若干段，分别对每一段采用雨流计数法进行雨流计数，分别对每一段进行常幅化，使每一段都近似为一个块载荷谱；
步骤C：使用步骤B中获得的各个块载荷谱进行疲劳试验，获得应力比为R状态下的应力—寿命曲线；
步骤D：根据Miners累计损伤理论和步骤C中获得的应力—寿命曲线，计算在应力比R状态下，步骤B中的块载荷谱按顺序循环作用在飞机机体裂纹上时的循环寿命λ；
步骤E：在步骤C中获得的应力—寿命曲线中选取适当应力比R下对应的应力寿命曲线，通过描点获得等损伤条件下对应的等效应力Seq；根据应力比R和Seq计算获得等效循环应力的最大应力值σmax和最小应力值σmin；
步骤F：根据等效循环应力参数计算步骤B中获得的块载荷谱作用在飞机机体上时裂纹的扩展率。
进一步的，步骤A包含以下步骤：
a1根据飞机的实际飞行情况确定飞机典型飞行任务剖面的飞行时间；
a2根据步骤a1中确定的飞机典型飞行任务剖面的飞行时间，确定飞机典型飞行任务剖面中包含的参数；
a3根据步骤a2中确定的参数查询《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》中“典型飞行任务剖面的标准使用情况”表，确定飞机飞行过程中作用在飞机上的随机载荷谱。
进一步的，步骤C包含以下步骤：
c1确定应力比R；
c2选用步骤B中获得的各个块载荷谱分别进行疲劳试验，获得每个块载荷谱对应的应力—寿命值；
c3根据步骤c2中获得的应力—寿命值绘制应力比R状态下的应力—寿命曲线。
进一步的，步骤D包含以下步骤：
d1根据步骤C中获得的应力—寿命曲线，确定应力比R、载荷幅值均值σ的块载荷谱对应的寿命值N；
d2根据Miners累计损伤理论可得到该块载荷谱作用下的损伤值为其中n为循环次数；
d3各个块载荷谱按顺序作用下形成的累计损伤值为其中，i为各个块载荷谱的顺序值，k为块载荷谱的总数；
d4当累计损伤值达到1时，结构发生破坏，因此，循环寿命
进一步的，步骤E包括以下步骤：
e1赋予应力比R适当的值，在该值对应的应力—寿命曲线上选取与循环寿命λ等寿命的点；
e2通过描点法获得等寿命的点对应的平均应力值Seq作为等效应力幅的平均应力σm；
e3根据以下公式计算最大应力值σmax和最小应力值σmin，
进一步的，步骤F包括以下步骤：
f1根据以下公式计算应力强度因子ΔK，
其中，a为原始裂纹长度，f为中间修正系数；
f2根据以下公式计算裂纹扩展率
其中，A为材料断裂参数，m为该材料对应的计算参数。
本发明的有益效果为：使用本发明中的方法对裂纹扩展的寿命进行计算，避免了现有技术中的计算方法存在的大载荷谱循环嵌套无限次小循环导致的有限元模型的频繁更新，避免了频繁的网格重划分，在降低计算量的同时，减小了累积误差，于工程应用而言更加简单、高效。
本发明中的方法对作用在飞机机身上的随机载荷谱进行了等损伤的应力等效，由于不考虑载荷谱中高载迟滞效应对于裂纹扩展寿命延长的影响，所得到的裂纹扩展寿命趋向保守值；而在飞机设计领域，为保证飞机的安全性及完整性，偏保守的设计值更易满足适航审核要求。
附图说明
图1是本发明具体实施方式提出的本发明中的计算方法的步骤流程图；
图2是本发明具体实施方式提出的在不同应力状态下对应的应力—寿命曲线。
具体实施方式
下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。
如图1所示，是本发明中的飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，包括以下步骤：步骤A：根据飞机实际飞行情况获得飞机飞行中的随机载荷谱；
步骤B：将步骤A中获得的随机载荷谱分成若干段，分别对每一段采用雨流计数法进行雨流计数，分别对每一段进行常幅化，使每一段都近似为一个块载荷谱；
步骤C：使用步骤B中获得的各个块载荷谱进行疲劳试验，获得应力比为R状态下的应力—寿命曲线；
步骤D：根据Miners累计损伤理论和步骤C中获得的应力—寿命曲线，计算在应力比R状态下，步骤B中的块载荷谱按顺序循环作用在飞机机体裂纹上时的循环寿命λ；
步骤E：在步骤C中获得的应力—寿命曲线中选取适当应力比R下对应的盈利寿命曲线，通过描点获得等损伤条件下对应的等效应力Seq；根据应力比R和Seq计算获得等效循环应力的最大应力值σmax和最小应力值σmin；
步骤F：根据等效循环应力参数计算步骤B中获得的块载荷谱作用在飞机机体上时裂纹的扩展率。
下面通过具体的实施方式，对上述计算方法做进一步说明。
首先，根据飞机实际飞行情况获得飞机典型飞行任务剖面的飞行时间，一般情况下，根据飞机飞行的距离的远近将飞机的飞行划分为远程、中程、短程三种典型飞行任务剖面的飞行时间。根据飞行任务剖面的飞行时间，可以获得飞行距离以及飞行任务段，飞行任务段包括起飞、爬升、巡航、下降、进场、着陆几个阶段。在获得飞机典型飞行任务剖面的飞行时间后，结合上述飞行任务段，确定飞机典型飞行任务剖面中包含的参数，这些参数包含使用情况、飞行高度、速度、飞行距离、构型、推力、总重和飞行时间等。在确定上述参数后，使用上述参数在《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》中“典型飞行任务剖面的标准使用情况”表中进行查询，确定飞机飞行过程中作用在飞机上的随机载荷谱。
接着，由于随机载荷谱没有规律，因此不适合应用到工程计算中。将上述查表获得的随机载荷谱分成若干段，分别对每一段采用雨流计数法进行雨流计数，分别对每一段进行常幅化，使每一段都近似为一个块载荷谱。随后将按照块载荷谱的先后顺序依次计算裂纹扩展率和裂纹扩展长度。在进行随机载荷谱常幅化的过程中，可以通过选定不同的应力比获得不同应力比下的常幅载荷谱，因此能够获得多个常幅载荷谱。接着，确定一个特定的应力比R，在应力比为R的状态下，选用上述获得的各个块载荷谱，分别进行疲劳试验，获得每个块载荷谱对应的应力—寿命曲线值。在获得各个块载荷谱对应的应力—寿命曲线值后，获得在应力比R状态下的应力—寿命曲线。如图2所示，是本方法在应力比为R＝0.1状态下的应力—寿命曲线，图中，S为应力值，N为寿命。
在获得R＝0.1状态下的应力寿命—寿命曲线后，根据Miners累计损伤理论计算块载荷谱依次施加后形成的循环导致的总损伤，从而进一步计算在以上述载荷加载时结构的循环寿命。为了达到上述目的，首先确定应力比R、载荷幅值均值σ的块载荷谱对应的寿命值N，即应力比为R，常幅载荷σ常幅载荷谱下结构的疲劳寿命N，则根据Miners累计损伤理论可得到该块载荷谱作用下的损伤值为其中n为循环次数。进而，各个块载荷谱按顺序作用下形成的累计损伤值为其中，i为各个块载荷谱的顺序值，k为块载荷谱的总数。当累计损伤值达到1时，结构发生破坏，因此，循环寿命
接着，根据等损伤理论和步骤D中的循环寿命λ，首先赋予应力比R适当的值，本实施例中R＝0.1，在该值对应的应力—寿命曲线上选取与循环寿命λ等寿命的点。在找到对应的寿命点后，通过描点法获得等寿命的点对应的平均应力值Seq作为等效应力幅的平均应力σm。
进而，计算等效循环应力的最大应力值σmax和最小应力值σmin，在计算过程中需要使用到的公式如下：
在获得了最大应力值和最小应力值之后，计算在各个块载荷循环作用下的裂纹扩展率在计算过程中，首先，根据以下公式计算应力强度因子ΔK，
其中，a为原始裂纹长度，f为中间修正系数。
根据以下公式计算裂纹扩展率
其中，A为材料断裂参数，m为该材料对应的计算参数。
从而完成了整个裂纹扩展的寿命计算。
使用本发明中的方法对裂纹扩展的寿命进行计算，避免了现有技术中的计算方法存在的大载荷谱循环嵌套无限次小循环导致的有限元模型的频繁更新，避免了频繁的网格重划分，在降低计算量的同时，减小了累积误差，于工程应用而言更加简单、高效。
本发明中的方法对作用在飞机机身上的随机载荷谱进行了等损伤的应力等效，由于不考虑载荷谱中高载迟滞效应对于裂纹扩展寿命延长的影响，所得到的裂纹扩展寿命趋向保守值；而在飞机设计领域，为保证飞机的安全性及完整性，偏保守的设计值更易满足适航审核要求。
以上结合具体实施例描述了本发明的技术原理，这些描述只是为了解释本发明的原理，不能以任何方式解释为对本发明保护范围的限制。基于此处解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本发明的其它具体实施方式，这些方式都将落入本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于，包括以下步骤，
步骤A：根据飞机实际飞行情况获得飞机飞行中的随机载荷谱；
步骤B：将步骤A中获得的随机载荷谱分成若干段，分别对每一段采用雨流计数法进行雨流计数，分别对每一段进行常幅化，使每一段都近似为一个块载荷谱；
步骤C：使用步骤B中获得的各个块载荷谱进行疲劳试验，获得应力比为R状态下的应力—寿命曲线；
步骤D：根据Miners累计损伤理论和步骤C中获得的应力—寿命曲线，计算在应力比R状态下，步骤B中的块载荷谱按顺序循环作用在飞机机体裂纹上时的循环寿命λ；
步骤E：在步骤C中获得的应力—寿命曲线中选取适当应力比R下对应的应力寿命曲线，通过描点获得等损伤条件下对应的等效应力Seq；根据应力比R和Seq计算获得等效循环应力的最大应力值σmax和最小应力值σmin；
步骤F：根据等效循环应力参数计算步骤B中获得的块载荷谱作用在飞机机体上时裂纹的扩展率。
2.根据权利要求1所述的飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于，步骤A包含以下步骤：
a1根据飞机的实际飞行情况确定飞机典型飞行任务剖面的飞行时间；
a2根据步骤a1中确定的飞机典型飞行任务剖面的飞行时间，确定飞机典型飞行任务剖面中包含的参数；
a3根据步骤a2中确定的参数查询《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》中“典型飞行任务剖面的标准使用情况”表，确定飞机飞行过程中作用在飞机上的随机载荷谱。
3.根据权利要求2所述的飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于，步骤C包含以下步骤：
c1确定应力比R；
c2选用步骤B中获得的各个块载荷谱分别进行疲劳试验，获得每个块载荷谱对应的应力—寿命值；
c3根据步骤c2中获得的应力—寿命值绘制应力比R状态下的应力—寿命曲线。
4.根据权利要求3所述的飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于，步骤D包含以下步骤：
d1根据步骤C中获得的应力—寿命曲线，确定应力比R、载荷幅值均值σ的块载荷谱对应的寿命值N；
d2根据Miners累计损伤理论可得到该块载荷谱作用下的损伤值为其中n为循环次数；
d3各个块载荷谱按顺序作用下形成的累计损伤值为其中，i为各个块载荷谱的顺序值，k为块载荷谱的总数；
d4当累计损伤值达到1时，结构发生破坏，因此，循环寿命
5.根据权利要求4所述的飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于，步骤E包括以下步骤：
e1赋予应力比R适当的值，在该值对应的应力—寿命曲线上选取与循环寿命λ等寿命的点；
e2通过描点法获得等寿命的点对应的平均应力值Seq作为等效应力幅的平均应力σm；
e3根据以下公式计算最大应力值σmax和最小应力值σmin，
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6.根据权利要求5所述的飞机机体裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于，步骤F包括以下步骤：
f1根据以下公式计算应力强度因子ΔK，
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其中，a为原始裂纹长度，f为中间修正系数；
f2根据以下公式计算裂纹扩展率
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其中，A为材料断裂参数，m为该材料对应的计算参数。
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