1.一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法,具有简便、实用、所需试验数据少的优点,该方法具体步骤如下:
步骤一、冲击凹坑疲劳影响系数
低速冲击(如鸟撞、维修工具滑落等)往往使飞机金属蒙皮产生凹坑形式的永久性塑性变形,显然,冲击凹坑对飞机金属蒙皮的静强度、疲劳性能及抗裂纹扩展阻力等产生影响。研究表明,冲击凹坑接近于对称形状,可用图1所示凹坑直径D和深度d表征其形状尺寸。为考虑冲击凹坑尺寸对飞机金属蒙皮疲劳性能及疲劳寿命的影响,引入无量纲冲击凹坑尺寸系数:
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则冲击凹坑对飞机金属蒙皮疲劳性能及疲劳寿命的影响系数表示为β(ε)。由疲劳知识可知,疲劳强度总是随着应力集中系数或缺陷(如初始制造缺陷、腐蚀坑、冲击凹坑等)尺寸的增大而降低,因此,冲击凹坑对飞机金属蒙皮疲劳性能及疲劳寿命的影响系数可写为
β(ε)=1-a·εb (2)
式中,ε冲击凹坑尺寸系数;a和b为待定参数。
考虑冲击凹坑的影响,则飞机金属蒙皮冲击后疲劳强度(或疲劳极限)写为
S∞(ε)=S∞·β(ε)=S∞·(1-a·εb) (3)
式中,S∞为未受冲击飞机金属蒙皮的初始疲劳极限;S∞(ε)为飞机金属蒙皮冲击后的疲劳极限。
步骤二、指定应力比R0下飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型
工程上,通常采用S-N曲线表征材料或结构恒幅载荷下的疲劳性能,已有多种形式的表达式,其中三参数幂函数表达式使用最为广泛,飞机金属蒙皮冲击后疲劳S-N曲线的三参数幂函数表达式为
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式中,表示指定应力比R0下的最大名义应力;A和α为材料参数;N为疲劳寿命。
将式(3)代入式(4),得到指定应力比R0下飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型:
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式(5)反映的是疲劳名义应力S、疲劳寿命N及冲击凹坑尺寸系数ε三者间的关系,因此,本发明将式(5)称为S-N-ε曲面模型。S-N-ε曲面模型中的待定参数a、b、A、α和S∞可通过如下方法估计。
步骤三、飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型参数拟合
令
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Y=lgN (7)
p=lgA (8)
q=-α (9)
将式(6)至式(9)代入式(5),则式(5)变为
X-qY=p (10)
从式(10)中可以看出,X与Y为线性关系,采用线性回归方法,对飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型中的参数进行回归,得到
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联立式(8)、式(11)和式(12),可得
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再联立式(9)和式(12),可得
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根据线性回归相关系数最优原理,即参数a、b和S∞的取值必须使r2(S∞,a,b)最大,可以推导出求解S∞,a和b的方程组为
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步骤四、任意应力比R下飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型
飞机金属蒙皮在服役过程中承受多种应力比下的疲劳载荷,而通常情况下,由于时间和成本有限,往往仅进行某一指定应力比下的疲劳试验,因此,需要进行应力比修正,建立适合任意应力比的飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型,应力比修正通常采用Goodman等寿命方程,即
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式中,Sa为名义应力幅值;Sm为平均名义应力;S-1为对称循环载荷作用下材料或结构的疲劳极限;σb为材料的拉伸强度极限。
根据应力比的定义,可得
<mrow>
<msub>
<mi>S</mi>
<mi>m</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>+</mo>
<mi>R</mi>
<mo>)</mo>
<msub>
<mi>S</mi>
<mi>a</mi>
</msub>
</mrow>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>-</mo>
<mi>R</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mfrac>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>24</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
联立式(23)和式(24),则可得指定应力比R0下的Goodman方程:
<mrow>
<msub>
<mi>S</mi>
<mrow>
<mi>a</mi>
<mo>,</mo>
<msub>
<mi>R</mi>
<mn>0</mn>
</msub>
</mrow>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>S</mi>
<mrow>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
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<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>+</mo>
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<mi>R</mi>
<mn>0</mn>
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<mi>S</mi>
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<mo>,</mo>
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<mn>0</mn>
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<mn>1</mn>
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<mi>b</mi>
</msub>
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</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>25</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
再联立式(23)和(25),可得
<mrow>
<msub>
<mi>S</mi>
<mrow>
<mi>a</mi>
<mo>,</mo>
<msub>
<mi>R</mi>
<mn>0</mn>
</msub>
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<mo>&CenterDot;</mo>
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<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
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<msub>
<mi>R</mi>
<mn>0</mn>
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</mrow>
<mo>&CenterDot;</mo>
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又因为
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<mn>0</mn>
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<mn>2</mn>
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<mn>0</mn>
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<mn>1</mn>
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<mn>27</mn>
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</mrow>
则
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<mn>1</mn>
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<mn>0</mn>
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</mfrac>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>28</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
将式(28)代入式(5),得到任意应力比R下的飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型:
<mrow>
<mfrac>
<mrow>
<mn>2</mn>
<msub>
<mi>S</mi>
<mi>a</mi>
</msub>
<mo>&CenterDot;</mo>
<msub>
<mi>&sigma;</mi>
<mi>b</mi>
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<mi>&sigma;</mi>
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<mo>+</mo>
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<mo>-</mo>
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<mi>S</mi>
<mi>&infin;</mi>
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<mo>&CenterDot;</mo>
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<mn>1</mn>
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<mi>a</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
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<mn>1</mn>
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<mi>A</mi>
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<mi>&alpha;</mi>
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<mo>=</mo>
<mn>0</mn>
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<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>29</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
步骤五、谱载下飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的预测模型
采用Miner累积损伤理论,可计算谱载下飞机金属蒙皮冲击后的疲劳寿命,Miner累积损伤理论表示为
<mrow>
<mi>T</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
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</mfrac>
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<mn>1</mn>
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<mo>(</mo>
<mn>30</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
式中,(Sai,Smi)为载荷谱中第i个应力循环的名义应力幅值和均值;n(Sai,Smi)为载荷谱中第i个应力循环出现的次数;N(Sai,Smi)为第i个应力循环单独作用下的疲劳寿命,由式(29)确定;T为谱载作用下飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命。
将式(29)代入式(30),得到飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命模型:
<mrow>
<mi>T</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
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<mn>1</mn>
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步骤六、谱载下飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命估算
将实际疲劳载荷谱的数据ni、Sai、Smi和飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能S-N-ε曲面代入式(31),通过数值方法,即可求得飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命T。
本发明提供了一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法,其特点简便、实用、所需试验数据少,仅需少量飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能和疲劳载荷谱数据,即可预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命,无需其他额外试验数据。