CN108120589A - 基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出的一种基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，利用实际外场机群无裂纹使用时间，统计分析得到安全使用寿命，以安全使用寿命为标准估算并通过试验得到当量等幅载荷，根据应力状态理论，将梁腹板剪切受载状态等效为拉压受载状态，对梁腹板试验件进行拉压疲劳试验，得到修理状态试验件与未修理状态试验件的寿命比值，最终利用该寿命比值与实际外场安全使用寿命的乘积作为修理后的寿命。本发明将梁腹板的实际剪切受载状态等效为拉压受载状态，进而利用拉压加载方式替代剪切加载方式，降低了试验加载的难度；充分利用外场数据，确定载荷，解决了难以确定疲劳试验所需载荷谱的问题；使用新试验件，降低了试验成本。

Description

基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法
技术领域
本发明涉及疲劳试验技术，特别是飞机结构延寿试验技术领域。
背景技术
目前，对已投入使用的飞机进行延寿试验，常直接拆取服役飞机的部件作为试验件，以给定载荷谱和实际受载形式作为加载依据。实际飞行过程中，飞机的受载历程十分复杂，难以通过理论方法直接确定试验所需的载荷谱，通常利用飞参数据编制该载荷谱。但对于部分老型飞机，飞参数据极为欠缺。由此可见，利用以上常规延寿试验方法具有如下几点不足之处：
1）需要拆取正在服役的飞机的部件作为试验件，成本很高；
2）飞机的实际受载历程十分复杂，而且部分老型飞机的飞参数据极为缺乏，难以给定疲劳试验所需的载荷谱；
3）机翼梁腹板受载主要为剪切载荷，试验中剪切加载较为困难。
发明内容
为了克服上述常规延寿试验方法的不足，本发明提供了一种更为方便、可行的试验方法。
本发明的技术方案为：
基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，包括如下步骤：
1）制作开孔腹板拉压疲劳试验元件，包括未修理状态试验件和修理状态试验件；
2）利用实际外场机群无裂纹使用时间，统计分析得到实际外场安全使用寿命；
3）根据此安全使用寿命和材料性能参数，由疲劳理论估算大致应力水平范围，作为试探试验载荷依据；
4）对未修理状态试验件进行分组，各组分别采用不同应力水平的等幅交变载荷在拉压疲劳试验机上进行试探试验，获得未修理状态试验件的各应力水平对应的寿命；
5）取与实际外场使安全用寿命符合较好的试探试验应力水平作为当量载荷，该当量载荷即为与实际使用时等损伤的载荷；
6）采用该当量载荷对修理状态试验件进行拉压疲劳试验，获得修理状态试验件的寿命，进而求得修理状态试验件与未修理状态试验件的寿命比值；
7）根据该寿命比值和实际外场使用寿命，估算结构修理后的寿命，即该寿命比值与实际外场使用寿命的乘积。
本发明具有如下有益效果：
利用应力状态理论，将梁腹板的实际剪切受载状态等效为拉压受载状态，进而利用拉压加载方式替代剪切加载方式，降低了试验加载的难度。
充分利用实际外场使用寿命等数据，依据等损伤原则确定当量等幅载荷，并以此为疲劳试验的加载载荷，解决了难以确定疲劳试验所需载荷谱的问题。
试验使用新生产试验件，无须拆解大量服役飞机部件作为试验件，降低了试验成本。
附图说明
下面结合附图对本发明进一步说明。
图1是机翼梁腹板未修理状态试验件示意图。
图2是机翼梁腹板修理状态试验件示意图。
图3是试件纯剪切受载示意图。
图4是试件纯拉压受载示意图。
图5是疲劳试验装置示意图。
附图中：1.未修理状态试验件，2.修理状态试验件，3.试验件，4.试验机固定夹头，5.试验机加载夹头。
具体实施方式
参阅图1，梁腹板的未修理状态试验件（1）为长条板块，其中心位置处有直径为32mm的通孔。
参阅图2，修理状态试验件（2）在未修理状态试验件（1）的基础上，对内孔表面进行抛光或者扩孔处理。修理后，孔直径略微增大，最大可达37mm。
参阅图3，梁腹板圆孔附近为仅为纯剪切受载，其剪切应力为t。
参阅图4，利用应力状态等效理论，将图3所示纯剪切应力状态等效为纯拉压应力状态，其拉压正应力为n。
参阅图5，拉压疲劳试验机包含同轴的两个夹头，其中一个为固定夹头（4），另一个为加载接头（5）。试验件（3）沿长轴方向夹持在两个接头之间。试验过程中，固定夹头（4）保持不动，加载夹头（5）在当量等幅交变载荷F作用下往复运动。
本发明的一种基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，主要包括如下步骤：
1）制作开孔腹板拉压疲劳试验元件（3），包括未修理状态试验件（1）和修理状态试验件（2）；
2）利用实际外场机群无裂纹使用时间，统计分析得到实际外场安全使用寿命；
3）根据此安全使用寿命和材料性能参数，由疲劳理论估算大致应力水平范围，作为试探试验载荷依据；
4）对未修理状态试验件（1）进行分组，各组分别采用不同应力水平的等幅交变载荷在拉压疲劳试验机上进行试探试验，获得未修理状态试验件（1）的各应力水平对应的寿命；
5）取与实际外场使安全用寿命符合较好的试探试验应力水平作为当量载荷，该当量载荷即为与实际使用时等损伤的载荷；
6）采用该当量载荷对修理状态试验件（2）进行拉压疲劳试验，获得修理状态试验件（2）的寿命，进而求得修理状态试验件（2）与未修理状态试验件（1）的寿命比值；
7）根据该寿命比值和实际外场使用寿命，估算结构修理后的寿命，即该寿命比值与实际外场使用寿命的乘积。

Claims (4)

1.一种基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，包括如下步骤：
1）制作开孔腹板拉压疲劳试验元件，包括未修理状态试验件和修理状态试验件；
2）利用实际外场机群无裂纹使用时间，统计分析得到实际外场安全使用寿命；
3）根据此安全使用寿命和材料性能参数，由疲劳理论估算大致应力水平范围，作为试探试验载荷依据；
4）对未修理状态试验件进行分组，各组分别采用不同应力水平的等幅交变载荷在拉压疲劳试验机上进行试探试验，获得未修理状态试验件的各应力水平对应的寿命；
5）取与实际外场使安全用寿命符合较好的试探试验应力水平作为当量载荷，该当量载荷即为与实际使用时等损伤的载荷；
6）采用该当量载荷对修理状态试验件进行拉压疲劳试验，获得修理状态试验件的寿命，进而求得修理状态试验件与未修理状态试验件的寿命比值；
7）根据该寿命比值和实际外场使用寿命，估算结构修理后的寿命，即该寿命比值与实际外场使用寿命的乘积。
2.根据权利要求1所述的基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，其特征在于：无法直接确定疲劳试验所需的载荷谱，而使用实际外场机群安全使用寿命估算大致应力水平范围，再通过试验确定当量等幅载荷。
3.根据权利要求1所示的基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，其特征在于：利用应力状态理论，将梁腹板剪切受载状态等效为拉压受载状态，进而利用拉压加载方式替代剪切加载方式。
4.根据权利要求1所示的基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法，其特征在于：以修理状态试验件与未修理状态试验件的寿命比值与实际外场使用寿命的乘积，作为结构修理后的寿命。
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