CN105716934B - 一种结构缺陷尺寸的试验检测方法 - Google Patents
一种结构缺陷尺寸的试验检测方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105716934B CN105716934B CN201410727144.7A CN201410727144A CN105716934B CN 105716934 B CN105716934 B CN 105716934B CN 201410727144 A CN201410727144 A CN 201410727144A CN 105716934 B CN105716934 B CN 105716934B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- stress
- modular construction
- inspection
- overload
- under
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
本发明提供了一种结构缺陷尺寸的试验检测方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程，受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai，并计算安全裂纹扩展间隔n，n表示受检部件结构的疲劳循环次数。
Description
技术领域
本发明涉及一种通过试验进行的缺陷检测方法，特别用于飞机结构中可能存在的超过某设定尺寸的影响结构安全使用的缺陷检测。
背景技术
飞机结构在使用过程中随着使用时间的延长和使用次数的增加，结构中可能会产生微小的疲劳裂纹并逐渐增大，当结构中的裂纹增大到一定程度就可能危及结构使用安全，历史上曾多次发生因结构疲劳而引起的灾难性事故。对于此类问题，现行的处理方法为通过疲劳试验确定结构的使用寿命，在使用寿命内定期进行停机检查，保证在结构出现危及使用安全的裂纹之前有3次机会发现该裂纹，从而进行维修或更换。
在众多的飞机结构中，有一类结构在仅有小裂纹的情况下就突然发生破坏。虽然在以往的结构缺陷检测中，根据结构形式特点和材料特点可选择多种无损检测方法，但无论哪种方法其裂纹检出率都不可能达到百分百检出，同时检测的可靠度也不能保证，不同的检测操作人员和不同的检测设备检测结果往往相差较大。对于上述结构中低周疲劳小裂纹，现有的无损检测技术水平离工程需要还有一定距离，很难及时有效的发现这类危及结构使用安全的微小裂纹。因此，对于这类结构，目前的方法均为采用较高的安全系数，当结构还存在很长使用寿命时即进行更换，以确保结构使用安全。但这样就导致结构使用很不经济。
发明内容
发明目的
本发明的目的是对于仅存在较小裂纹时就出现突然破坏的这类结构，利用结构的剩余强度特性曲线，对服役结构周期性的在地面采用超载试验的方法，检测出结构可能存在的缺陷，而这一缺陷的尺寸为剩余强度特性曲线中对应超载应力的断裂尺寸，如果结构通过该试验，则可保证结构还存在一定的使用寿命，如果未通过该试验，则需更换该结构。从而既保证了结构的使用安全，又提高了结构使用的经济性。
发明技术解决方案
一种结构缺陷尺寸的试验检测方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程；受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；
第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；
第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai并计算安全裂纹扩展间隔n，n表示受检部件结构的疲劳循环次数；
首先根据第二步计算得到的在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs，初步设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，设定尺寸小于常见无损检测方法可检出的裂纹尺寸，
然后根据裂纹扩展速率曲线计算安全裂纹扩展间隔n，衡量计算得到的安全裂纹扩展间隔n的合理性，是否合理的主要依据是根据所检结构的承载特性及材料特性，其是否工程可用，如不合理则重新设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，直到得到合理的安全裂纹扩展间隔n；
第四步，计算超载应力σt及超载载荷F。根据剩余强度曲线及超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai计算超载应力σt，然后根据受检部件结构的形状尺寸计算超载载荷F；
第五步，对受检部件结构进行超载试验检测。对于受检部件结构采用在地面施加超过使用应力的超载载荷F，确认受检部件结构在该试验载荷下是否失效，如果结构失效则表明受检部件结构存在危及使用安全的裂纹，如果未失效则表明受检部件结构中所有的缺陷尺寸都不超过超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai。
与现有技术相比具有的优点或积极效果
针对目前低周疲劳小裂纹无损检测技术检测效率和检测可靠度较低的问题，本文所指检测方法通过在地面施加物理载荷的方式来进行的缺陷检测，而该物理载荷的载荷施加方式与结构真实受载方式相同，因此理论上可以检测出结构中所有长度超过该检测载荷对应长度的裂纹。此检测方法可靠度较高，并且大大提高了结构中裂纹的检出效率，进而提高了服役结构使用的安全性。同时，因为其检测裂纹的高可靠性与高检出率，也可为延长结构许用寿命提供技术支持，从而降低结构的更换周期，提高结构使用的经济性。
附图说明
图1为典型的剩余强度曲线图。
具体实施方式
在工程实施中，具体的实施步骤如下：
第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程；受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；
第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；
第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai并计算安全裂纹扩展间隔n，n表征受检部件结构的疲劳循环次数。
首先根据第二步计算得到的在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs，初步设定(设定尺寸小于常见无损检测方法可检出的裂纹尺寸即可)超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，然后根据裂纹扩展速率曲线计算安全裂纹扩展间隔n，衡量计算得到的安全裂纹扩展间隔n的合理性(是否合理的主要依据是根据所检结构的承载特性及材料特性，其是否工程可用)，如不合理则重新设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，直到得到合理的安全裂纹扩展间隔n。
第四步，计算超载应力σt及超载载荷F。根据剩余强度曲线及超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai计算超载应力σt，然后根据受检部件结构的形状尺寸计算超载载荷F；
第五步，对受检部件结构进行超载试验检测。对于受检部件结构采用在地面施加超过使用应力的超载载荷F，确认受检部件结构在该试验载荷下是否失效，如果结构失效则表明受检部件结构存在危及使用安全的裂纹，如果未失效则表明受检部件结构中所有的缺陷尺寸都不超过超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai。
图1是一个典型的剩余强度曲线图；在耐久性和损伤容限设计中，用来描述结构最大承载应力与结构中可能存在的最大裂纹的关系图形。
由图1可知，结构的剩余强度随裂纹尺寸的增加而降低，当裂纹尺寸为ai时，对应的破坏应力为σt，当裂纹尺寸为acs时，对应的破坏应力为结构的最大使用应力σs。由此，假设σs为最大使用应力，则在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸为acs，结构中存在超过最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs的裂纹在使用中将发生失效。
如果结构中存在未知长度的裂纹，对结构施加超过最大使用应力σs的载荷超载应力σt，则在超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸为ai，如果结构中存在超过超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸为ai的裂纹，则在超载应力σt下结构将发生失效，如果在超载应力σt下结构未发生失效，则可判定结构中最大的可能裂纹尺寸小于或等于超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai。如果结构通过了超载应力σt的试验，从而就保证了在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs和在超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai之间一个“最小”安全裂纹扩展间隔。而所建立的这一间隔之所以是最小安全间隔，因为结构可能刚刚有了裂纹，这一裂纹远小于保证的初始的超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai。
如果使用条件和裂纹扩展机理是已知的，那么能够进行裂纹扩展寿命计算，用以建立最小安全裂纹扩展间隔，在此间隔内，破坏将不会在使用期内出现，最小安全裂纹扩展间隔从最大许用初始裂纹尺寸ai延伸到裂纹尺寸acs。
Claims (1)
1.一种结构缺陷尺寸的试验检测方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程，受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；
第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；
第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai，并计算安全裂纹扩展间隔n，n与受检部件结构的疲劳循环次数相关；
首先根据第二步计算得到的在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs，初步设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，设定尺寸小于常见无损检测方法可检出的裂纹尺寸，
然后根据裂纹扩展速率曲线计算安全裂纹扩展间隔n，衡量计算得到的安全裂纹扩展间隔n的合理性，是否合理的主要依据是根据所检结构的承载特性及材料特性，其是否工程可用，如不合理则重新设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，直到得到合理的安全裂纹扩展间隔n；
第四步，计算超载应力σt及超载载荷F，根据剩余强度曲线及超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai计算超载应力σt，然后根据受检部件结构的形状尺寸计算超载载荷F；
第五步，对受检部件结构进行超载试验检测，对于受检部件结构采用在地面施加超过使用应力的超载载荷F，确认受检部件结构在该试验载荷下是否失效，如果结构失效则表明受检部件结构存在危及使用安全的裂纹，如果未失效则表明受检部件结构中所有的缺陷尺寸都不超过超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410727144.7A CN105716934B (zh) | 2014-12-03 | 2014-12-03 | 一种结构缺陷尺寸的试验检测方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410727144.7A CN105716934B (zh) | 2014-12-03 | 2014-12-03 | 一种结构缺陷尺寸的试验检测方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105716934A CN105716934A (zh) | 2016-06-29 |
| CN105716934B true CN105716934B (zh) | 2018-04-10 |
Family
ID=56142875
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410727144.7A Active CN105716934B (zh) | 2014-12-03 | 2014-12-03 | 一种结构缺陷尺寸的试验检测方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105716934B (zh) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101122560A (zh) * | 2007-08-23 | 2008-02-13 | 南京航空航天大学 | 机械结构的裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测方法 |
| CN201917545U (zh) * | 2010-12-14 | 2011-08-03 | 中国飞机强度研究所 | 疲劳裂纹监测仪 |
| CN102607971A (zh) * | 2012-03-15 | 2012-07-25 | 东华大学 | 用于压电陶瓷力电耦合条件下的循环疲劳寿命的测试方法 |
| CN103033559A (zh) * | 2012-12-10 | 2013-04-10 | 中国飞机强度研究所 | 一种裂纹自动跟踪系统及跟踪方法 |
| CN103983467A (zh) * | 2014-05-12 | 2014-08-13 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法 |
| CN104034576A (zh) * | 2014-06-16 | 2014-09-10 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法 |
-
2014
- 2014-12-03 CN CN201410727144.7A patent/CN105716934B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101122560A (zh) * | 2007-08-23 | 2008-02-13 | 南京航空航天大学 | 机械结构的裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测方法 |
| CN201917545U (zh) * | 2010-12-14 | 2011-08-03 | 中国飞机强度研究所 | 疲劳裂纹监测仪 |
| CN102607971A (zh) * | 2012-03-15 | 2012-07-25 | 东华大学 | 用于压电陶瓷力电耦合条件下的循环疲劳寿命的测试方法 |
| CN103033559A (zh) * | 2012-12-10 | 2013-04-10 | 中国飞机强度研究所 | 一种裂纹自动跟踪系统及跟踪方法 |
| CN103983467A (zh) * | 2014-05-12 | 2014-08-13 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法 |
| CN104034576A (zh) * | 2014-06-16 | 2014-09-10 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 典型机翼整体壁板止裂特性分析及优化设计;肖群力 等;《机械强度》;20121231;第34卷(第1期);第92-96页 * |
| 飞机损伤容限和耐久性设计技术的发展;李克唐;《航空学报》;19861231;第7卷(第6期);第531-538页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105716934A (zh) | 2016-06-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Yang et al. | A condition-based maintenance model for a three-state system subject to degradation and environmental shocks | |
| CN105259180B (zh) | 一种含纵向内裂纹缺陷压力容器裂纹扩展情况监测系统 | |
| CN106596301A (zh) | 一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法 | |
| Grandt Jr | Damage tolerant design and nondestructive inspection-keys to aircraft airworthiness | |
| CN103940626A (zh) | 在役正交异性钢桥面板疲劳开裂后剩余使用寿命评估方法 | |
| CN105716934B (zh) | 一种结构缺陷尺寸的试验检测方法 | |
| Ghahremani et al. | Fatigue strength improvement of aluminum and high strength steel welded structures using high frequency mechanical impact treatment | |
| Hui et al. | Plastic limit load analysis for steam generator tubes with local wall-thinning | |
| Hu et al. | Determination of the critical crack length for steam generator tubing based on fracture-mechanics-based method | |
| Silva et al. | Fatigue life assessment for NPS30 steel pipe | |
| Bezensek et al. | Recent studies towards updating the BS7910 flaw interaction rule | |
| Dongshan | Residual strength calculation & residual life prediction of general corrosion pipeline | |
| Shaniavskiy et al. | Mechanisms of fatigue crack initiation and propagation in cast aluminum alloy AL5 of hydropumps NP-89D in aircraft Tu-154M | |
| Hailing et al. | Influence of low load truncation level on crack growth for Al 2324-T39 and Al 7050-T7451 | |
| CN107886218B (zh) | 一种绝缘子运行状态综合评估方法 | |
| Chen et al. | Reliability analysis and case study of long term service gas pipelines beneath urban street | |
| Li | Acoustic emission monitoring and critical failure identification of bridge cable damage | |
| Laz et al. | Effects of CTE‐induced residual stresses around hard alpha particles on fatigue crack growth in Ti–6Al–4V | |
| RU2518413C1 (ru) | Способ оценки гамма-процентного ресурса изделия по результатам неразрушающего контроля | |
| Vîlceanu et al. | Methodology of establishing residual lifetime of lifting instalation by non-destructive methods | |
| Jones et al. | Thoughts on the scatter associated with the growth of both small naturally occurring cracks and long cracks | |
| RU2518688C1 (ru) | Способ гидравлических или пневматических испытаний изделий, работающих под давлением, во время их эксплуатации | |
| CN204188568U (zh) | 机械部件检测系统 | |
| Czmochowski et al. | Assessment methodology of a technical condition of the bucket chain excavator structure | |
| TOMASZEK et al. | Selected issues concerning preparation for the monitoring and detection of fatigue fractures in elements of aircraft construction |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |