CN106372274B - 用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法。所述方法包括以下步骤：设计试验件；编制与多个截除水平对应的多个飞续飞载荷谱；针对每个截除水平分别对试验件进行裂纹扩展试验；以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命为因变量进行指数拟合；根据指数拟合公式计算各个截除水平对应的裂纹扩展寿命增量系数；以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命增量系数为因变量进行多项式拟合，确定低载截除限值。本发明能够在保证全尺寸疲劳试验精度和准确性的前提下，有效地截除大量对结构疲劳损伤影响很小的小载荷循环，缩短试验时间，降低试验成本，具有简单实用、操作简便、损伤精度高、节省时间和资源等优点。

Description

用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法
技术领域
本发明涉及飞机疲劳试验领域，尤其涉及用于飞机全尺寸疲劳试验的一种用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法。
背景技术
编制飞续飞载荷谱来模拟真实环境中遇到的载荷情况，是飞机全尺寸疲劳试验的必要条件。飞续飞载荷谱是基于载荷统计数据编制的，越小的载荷发生概率越高，因此理论上载荷谱中存在无穷多个小载荷的循环，这导致载荷谱无法完全根据理论情况编制。为了编制载荷谱，必须设定一个低载截除限值，将小于该限值的载荷全部截除。
低载截除限值的设定对于飞机全尺寸疲劳试验的可靠性和效率有着显著的影响。如果低载截除限值设置的过低，则载荷谱中会含有大量的小载荷循环，这些小载荷循环对于飞机的疲劳试验并不会产生影响，但大量小载荷循环的加入将大大提高试验耗费的工时、人力、物力，造成诸多资源的大量浪费。反之，如果低载截除限值设置的过高，则可能导致大量对结构有损伤或有影响的载荷循环被人为截除，这进而会导致使用载荷谱进行的疲劳试验的结果好于真实情况，这样就无法通过疲劳试验提前发现飞机结构的疲劳薄弱部位，起不到模拟真实环境的作用，产生安全隐患。
因此，亟需一种能够准确确定低载截除限值的方法，来帮助提高飞机全尺寸疲劳试验的准确性和效率。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术难以准确确定用于飞机全尺寸疲劳试验的低载截除限值，导致疲劳试验难以兼顾提高试验效率、减少资源耗费和保证试验的准确性的缺陷，提出一种用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
本发明提供了一种用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法，其特点在于，包括以下步骤：
步骤一、设计试验件，试验件的材料和几何尺寸根据飞机的特定部分的材料和几何尺寸确定，所述特定部分为蒙皮的一部分和/或后梁的一部分；
步骤二、设置多个不同的截除水平，其中最大的截除水平不大于试验件的材料的疲劳强度极限，并根据所述多个截除水平按照TWIST编谱方法编制与之一一对应的多个飞续飞载荷谱，各个飞续飞载荷谱中相同载荷水平对应的载荷循环的数量及相对位置均相同；
步骤三、针对每个截除水平分别对试验件进行裂纹扩展试验，测得各个截除水平下试验件的裂纹从预设的初始裂纹长度扩展到多个不同的长度值时的寿命，并取其平均值作为各个截除水平对应的裂纹扩展寿命；
步骤四、以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命为因变量进行指数拟合，得到指数拟合公式；
步骤五、根据指数拟合公式求出当截除水平为零时的裂纹扩展寿命作为裂纹扩展寿命初始值，然后计算各个截除水平对应的裂纹扩展寿命增量系数，其定义为各个截除水平的裂纹扩展寿命增量与裂纹扩展寿命初始值的比值，其中每个截除水平的裂纹扩展寿命增量为其裂纹扩展寿命与与其相邻且低于其的截除水平的裂纹扩展寿命之差；
步骤六、以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命增量系数为因变量进行多项式拟合，并取拟合曲线的极小值点对应的截除水平作为低载截除限值。
较佳地，步骤二中设置至少5个不同的截除水平。
较佳地，步骤二中设置的截除水平中，最小的截除水平不大于试验件的材料的疲劳强度极限的30％。
较佳地，步骤三还包括，在试验件上制造原始裂纹，然后通过载荷使得所述原始裂纹扩展预设的最小预制裂纹长度，从而在试验件上形成所述初始裂纹长度的裂纹。
较佳地，步骤三中进行的裂纹扩展试验，对每个截除水平测得试验件的裂纹从所述初始裂纹长度扩展到至少5个不同的长度值时的寿命。
较佳地，步骤一中根据ASTM-E-647标准设计试验件。
较佳地，步骤一中的所述特定部分为飞机的机翼根部下壁板蒙皮，步骤一中试验件的几何尺寸根据飞机的特定部分的几何尺寸确定是指根据所述机翼根部下壁板蒙皮的厚度设计试验件的厚度。
较佳地，步骤一中的所述特定部分为飞机的后梁内段，步骤一中试验件的几何尺寸根据飞机的特定部分的几何尺寸确定是指根据所述后梁内段的下缘条的厚度设计试验件的厚度。
较佳地，步骤一设计两组试验件，两组试验件的材料和几何尺寸分别根据飞机的机翼根部下壁板蒙皮和后梁内段的材料和几何尺寸确定，在步骤一后针对两组试验件分别执行步骤二至步骤六，从而基于两组试验件分别得到低载截除限值，并取这两个低载截除限值中较小的一个作为最终确定的低载截除限值。
在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
本发明的积极进步效果在于：
本发明的用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法，能够在保证全尺寸疲劳试验精度和准确性的前提下，有效地截除大量对结构疲劳损伤影响很小的小载荷循环，缩短试验时间，降低试验成本，具有简单实用、操作简便、损伤精度高、节省时间和资源等优点。
附图说明
图1为本发明一较佳实施例的用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法的流程图。
图2为本发明一较佳实施例的用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法中的指数拟合曲线的示意图。
图3为本发明一较佳实施例的用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法中的多项式拟合曲线的示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。
在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
参考图1所示，本发明一较佳实施例的用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法，包括以下步骤。
首先，设计试验件，试验件的材料和几何尺寸根据飞机的蒙皮的一部分/或后梁的一部分的材料和几何尺寸确定。出于使得试验件能更好地反映飞机的疲劳特性的目的，尤其是出于反映蒙皮材料特性和反映长桁材料特性的目的，举例来说，可以选取或参照飞机的机翼根部下壁板蒙皮、外翼后梁内段，进行试验件的设计。尤其针对民用大型客机的全尺寸疲劳试验，试验件的材料和几何尺寸可根据机翼根部下壁板蒙皮和外翼后梁内段确定。其中，可根据机翼根部下壁板蒙皮的厚度设计试验件的厚度，或者可根据后梁内段的下缘条的厚度设计试验件的厚度。试验件的设计通常可参考ASTM-E-647标准设计。
在设计得到试验件后，基于TWIST编谱方法确定飞机的飞续飞载荷谱。其中，预先设置多个(n个)不同的截除水平Δσti(i＝1，…，n)，且i值越大对应的截除水平Δσti越大。截除水平的数量可根据实际情况灵活设置，一般情况下可设置不少于5个不同的截除水平。当然，更多的截除水平的设置对于本发明最终得到的低载截除限值的准确性或精确性通常会有所帮助。通常，其中最大的截除水平不大于试验件的材料的疲劳强度极限，而最小的截除水平不大于试验件的材料的疲劳强度极限的30％或40％。较佳地，最小的截除水平为试验件的材料的疲劳强度极限的20％。然后，根据预设的多个截除水平按照TWIST编谱方法编制与之一一对应的多个飞续飞载荷谱，各个飞续飞载荷谱中相同载荷水平对应的载荷循环的数量及相对位置均相同。具体来说，本发明可采用TWIST方法编制，诸如5×5全循环随机排列的飞-续-飞应力谱。
针对每种试验件，分别在n个不同的截除水平对应的载荷谱下进行一组裂纹扩展试验。在一组裂纹扩展试验中，通过试验得出在试验件上的裂纹从预设的初始裂纹长度a0扩展到多个(m个)不同的裂纹长度arefj(j＝1，2，...，m)值对应的裂纹扩展寿命。对每种试验件，对各个特定的截除水平Δσti对应的载荷谱，完成m个不同arefj值的试验，根据每组试验的有效数据，取其平均值作为各个截除水平△σti对应的裂纹扩展寿命Ni(i＝1，…，n)。
优选地，对每个截除水平测得试验件的裂纹从初始裂纹长度扩展到至少5个不同的长度值时的寿命。对于不同的截除水平进行的裂纹扩展试验，扩展到的m个不同arefj值大致相同。另外，可选地，m个不同arefj值的数值可较均匀地分布。
在裂纹扩展试验中，预先在试验件上制造原始裂纹，然后通过载荷使得原始裂纹在载荷作用下扩展预设的最小预制裂纹长度，从而在试验件上形成初始裂纹长度的裂纹。藉此，使得初始裂纹长度的裂纹在扩展试验中具有近似于自然形成的裂纹的特性，以保障裂纹扩展试验结果的准确性。
在进行裂纹扩展试验得到各个截除水平Δσti对应的裂纹扩展寿命Ni后，以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命为因变量进行指数拟合，得到指数拟合公式N＝AeBΔσt，参考图2所示，其中A、B为拟合参数。图2中还示例性地示出了多个拟合用数据点，以△标记。
根据指数拟合公式N＝AeBΔσt求出当截除水平为零(即Δσt0＝0Mpa)时的裂纹扩展寿命作为裂纹扩展寿命初始值(即N0)。然后，根据公式ΔNi＝Ni-Ni-1计算得到裂纹扩寿命增量ΔNi，然后根据公式αi＝ΔNi/N0计算寿命增量系数αi(i＝1，…，n)。
最后，以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命增量系数为因变量进行多项式拟合，得到拟合曲线，并取拟合曲线的极小值点对应的截除水平Δσt作为低载截除限值，参照图3所示。图3中还示例性地示出了多个拟合用数据点，以○标记，图3中的极小值点以x形标记。
本发明的另一较佳实施例的用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法，与上述实施例相比，差别仅在于，在设计试验件的步骤中，设计两组试验件，两组试验件的材料和几何尺寸分别根据飞机的机翼根部下壁板蒙皮和后梁内段的材料和几何尺寸确定。之后的步骤针对两组试验件分别进行，从而基于两组试验件分别得到一个低载截除限值，并取两个值中较小的一个作为最终确定的低载截除限值。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、设计试验件，试验件的材料和几何尺寸根据飞机的特定部分的材料和几何尺寸确定，所述特定部分为蒙皮的一部分和/或后梁的一部分；
步骤二、设置多个不同的截除水平，其中最大的截除水平不大于试验件的材料的疲劳强度极限，并根据所述多个截除水平按照TWIST编谱方法编制与之一一对应的多个飞续飞载荷谱，各个飞续飞载荷谱中相同载荷水平对应的载荷循环的数量及相对位置均相同；
步骤三、针对每个截除水平分别对试验件进行裂纹扩展试验，测得各个截除水平下试验件的裂纹从预设的初始裂纹长度扩展到多个不同的长度值时的寿命，并取其平均值作为各个截除水平对应的裂纹扩展寿命；
步骤四、以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命为因变量进行指数拟合，得到指数拟合公式；
步骤五、根据指数拟合公式求出当截除水平为零时的裂纹扩展寿命作为裂纹扩展寿命初始值，然后计算各个截除水平对应的裂纹扩展寿命增量系数，其定义为各个截除水平的裂纹扩展寿命增量与裂纹扩展寿命初始值的比值，其中每个截除水平的裂纹扩展寿命增量为其裂纹扩展寿命与与其相邻且低于其的截除水平的裂纹扩展寿命之差；
步骤六、以截除水平为自变量、裂纹扩展寿命增量系数为因变量进行多项式拟合，并取拟合曲线的极小值点对应的截除水平作为低载截除限值。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤二中设置至少5个不同的截除水平。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤二中设置的截除水平中，最小的截除水平不大于试验件的材料的疲劳强度极限的30％。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤三还包括，在试验件上制造原始裂纹，然后通过载荷使得所述原始裂纹扩展预设的最小预制裂纹长度，从而在试验件上形成所述初始裂纹长度的裂纹。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤三中进行的裂纹扩展试验，对每个截除水平测得试验件的裂纹从所述初始裂纹长度扩展到至少5个不同的长度值时的寿命。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤一中根据ASTM-E-647标准设计试验件。
7.如权利要求1-6中任意一项所述的方法，其特征在于，步骤一中的所述特定部分为飞机的机翼根部下壁板蒙皮，步骤一中试验件的几何尺寸根据飞机的特定部分的几何尺寸确定是指根据所述机翼根部下壁板蒙皮的厚度设计试验件的厚度。
8.如权利要求1-6中任意一项所述的方法，其特征在于，步骤一中的所述特定部分为飞机的后梁内段，步骤一中试验件的几何尺寸根据飞机的特定部分的几何尺寸确定是指根据所述后梁内段的下缘条的厚度设计试验件的厚度。
9.如权利要求1-6中任意一项所述的方法，其特征在于，步骤一设计两组试验件，一组试验件的材料和几何尺寸根据飞机的机翼根部下壁板蒙皮的材料和几何尺寸确定，另一组试验件的材料和几何尺寸根据飞机的后梁内段的材料和几何尺寸确定；
针对两组试验件分别执行步骤二至步骤六，从而基于两组试验件分别得到低载截除限值，并取这两个低载截除限值中较小的一个作为最终确定的低载截除限值。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107813961B (zh) * 2017-10-25 2020-09-01 北京富力通达科技有限公司 多通道协调加载系统飞续飞谱实验方法
GB2568964B (en) * 2017-12-04 2022-05-25 Bae Systems Plc Estimating fatigue damage in a structure
CN112417582B (zh) * 2020-08-26 2023-12-15 北京航空航天大学 基于离散阵风超越数曲线的耐久性编制严重阵风谱的方法
CN112485107B (zh) * 2020-10-30 2022-08-02 中国直升机设计研究所 一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法
CN114509260B (zh) * 2021-11-29 2023-12-15 中国航发沈阳发动机研究所 航空发动机高速内外圈同转滚子轴承的加速等效试验方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005134115A (ja) * 2003-10-28 2005-05-26 Babcock Hitachi Kk 機器の低サイクル疲労損傷起こりやすさ診断法とリスク評価法
CN101482478A (zh) * 2008-01-07 2009-07-15 中国人民解放军空军装备研究院航空装备研究所 包含疲劳载荷的金属任意腐蚀损伤t-h曲线测试方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104020035A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种编制断裂加速试验载荷谱的方法
CN104020062A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种编制疲劳加速试验载荷谱的方法
CN105067457B (zh) * 2015-07-06 2017-09-15 北京航空航天大学 一种腐蚀裂纹扩展性能表征与寿命估算的方法
CN105808865B (zh) * 2016-03-15 2019-01-11 北京航空航天大学 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005134115A (ja) * 2003-10-28 2005-05-26 Babcock Hitachi Kk 機器の低サイクル疲労損傷起こりやすさ診断法とリスク評価法
CN101482478A (zh) * 2008-01-07 2009-07-15 中国人民解放军空军装备研究院航空装备研究所 包含疲劳载荷的金属任意腐蚀损伤t-h曲线测试方法

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