CN108920864A - 一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，包括合理的试验矩阵设计方法以及一种修正的威布尔统计方法，用来处理疲劳验证过程中的载荷放大及截除。基于此方法的试验在实施过程中更加灵活，且所花费的时间更短，试验成本更低，且容易得到的能够证明满足1倍寿命并具有B‑基准可靠性的试验参数和疲劳谱的应力删除水平，按照合适的参数对真实的疲劳载荷谱进行处理并在结构上进行加载验证。该方法在试验实施层面更加灵活，提出了简单的数据统计处理方法，能够可靠的推导出疲劳门槛值和应力删除水平，以用于试验结构疲劳谱的载荷删除处理，形成一套科学、完整、便于实施的复合材料结构疲劳验证中的载荷处理方法。
Description
技术领域
本发明涉及大型民用运输机复合材料结构疲劳和损伤容限验证方法，属于复合材料机体结构疲劳符合性认证方法。
背景技术
复合材料结构的耐久性分析，主要是指结构在设计的载荷谱以及化学/湿热环境条件下的寿命预测。复合材料结构的破坏机理与金属不同，因此在飞机结构设计中金属结构所使用的耐久性分析方法和程序基本上不能用于复合材料结构，目前还没有一种分析方法能够可靠的预测复合材料结构的寿命。因此飞机复合材料结构疲劳和损伤容限符合性认证方法的主要手段仍然是以试验为主，且在目前而言，试验验证手段仍然是唯一被适航当局认可的。由于碳纤维增强树脂基复合材料的与金属材料相比，其疲劳分散性远大于后者。因此，与金属结构相比，以分散性为基础的复合材料结构验证方法需要大量的试验件和/或更长的试验时间，基于民用飞机经济性考虑，必须采用特定的处理方法降低试验规模或者试验时间。国外基于大量复合材料的试验数据进行研究后，给出了保证结构满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数，见表1。由于对国外试验参数确定方法和过程未知，并且复合材料疲劳性能的分散性与材料体系、成型工艺、铺层顺序、试验件类型、加载形式、破坏模式和试验环境等诸多因素有关，即使了解国外试验参数的确定方法，也不能直接应用于飞机复合材料结构设计。基于以上实际情况和原因，需要研发符合实际情况的载荷放大方法。
表1保证结构满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数
此外，与金属材料相反，复合材料结构对于高载敏感，而对低载不敏感，因此在试验验证中，为了缩短试验周期，往往需要对疲劳载荷谱中的低载进行删除。在民用复合材料结构的疲劳试验验证领域处于起步阶段，国产大飞机的复材结构疲劳验证方法也在摸索当中，亟需研究一种适合工艺水平的疲劳载荷截除方法。
发明内容
针对以上问题，本发明创造提出了一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，包括合理的试验矩阵设计方法以及一种修正的威布尔统计方法，用来处理疲劳验证过程中的载荷放大及截除。基于此方法的试验在实施过程中更加灵活，且所花费的时间更短，试验成本更低，且容易得到的满足1倍寿命并具有B-基准可靠性的试验参数和疲劳谱的应力删除水平，按照合适的参数对真实的疲劳载荷谱进行处理并在结构上进行加载验证。通过此方法可得到的满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数。该方法在试验实施层面更加灵活，提出了简单的数据统计处理方法，能够推导出疲劳门槛值和应力删除水平，以用于试验结构疲劳谱的载荷删除处理，填补了这方面的不足，最终形成一套科学、完整、便于实施的复合材料结构疲劳验证中的载荷处理方法。
为了实现上述目的，本发明创造采用的技术方案为：一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，其特征在于，其步骤为：
1)等谱疲劳试验矩阵：确定待验证的复合材料结构的铺层和危险破坏模式，设计等谱疲劳试验矩阵，相同铺层，相同试验环境相同加载方式的疲劳试验为一组，要求至少包含6组疲劳试验，每组疲劳试验件数量不少于18件且试验件至少包含3个材料批次和2个固化炉次；
2)进行试验：依次进行静力试验和疲劳试验，并记录试验结果；
3)根据步骤2)中的试验结果，按下列方法确定满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数：
3.1)推导每组试验的强度形状参数和寿命形状参数
3.2)将每组试验数据分析得到的强度形状参数进行收集后进行威布尔统计分析，得到强度的形状参数βs′和尺度参数αs′，利用公式(1)推导出剩余强度威布尔分布的形状参数αR；
3.3)将每组试验数据分析得到的寿命形状参数进行收集后进行威布尔统计分析，得到寿命的形状参数βL′和尺寸参数αL′，利用公式(2)推导出疲劳寿命威布尔分布的形状参数αL；
3.4)利用公式(3)得到满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的一系列试验参数：
式中：
P——置信度为γ时要求的可靠度；
αR——剩余强度威布尔分布的形状参数；
αL——疲劳寿命威布尔分布的形状参数；
n——待验证的试验件数量；
N——试验周期数；
4)收集每组疲劳试验数据，建立平均的S-N曲线和B基准S-N曲线，将B基准S-N曲线进行外推，1×107循环对应的应力水平定为试验件的疲劳门槛值，根据不同类型试验得到的疲劳门槛值确定疲劳组载荷应力删除水平；
5)基于4)得到的应力删除水平，即对待验证试验件的疲劳载荷谱载荷进行删除处理，再结合金属疲劳试验常用的雨流法对载荷谱循环次数进行处理，得到初步处理后的载荷谱；
6)结合3)得到的试验参数，选用合适的载荷放大系数，对5)得到的载荷谱进行处理，得到可用于结构验证的疲劳载荷谱。
步骤2)中具体方法如下：
2.1)行静力试验：确定试样在室温干态环境下的静强度平均值；
2.2)进行疲劳试验，具体实施方案如下：
2.2.1)将每组疲劳试验件初步分为N个子组，子组数量可在试验过程中进行调整；
2.2.2)优先选取70％静强度折算成第一个子组的疲劳载荷进行疲劳试验，如果试验件在达到1×106循环时未发生破坏，则停止疲劳试验，并对该试验件进行静力测试，记录试验件发生破坏的载荷，计算其剩余强度，如果试验件在达到1×106循环前发生破坏则记录破坏时的循环次数；根据第一个子组的疲劳试验结果，调整疲劳载荷，进行第二个子组的疲劳试验，如果第一个子组内未达到1×106循环次数的试验件数量超过50％，则降低第二个子组的疲劳载荷，相反，如果第一个子组内达到1×106循环次数的试验件数量低于50％，则提高第二个子组的疲劳载荷；依据得到的试验结果调整下一个子组的试验件的载荷水平进行试验；
2.2.3)按照2.2.2完成每组疲劳试验，疲劳试验应满足每组疲劳试验至少包含3个应力水平，每个应力水平至少2个试验件，每组试验件中至少有20％的试验件达到1×106循环后未发生破坏并测试其剩余强度。
步骤3)中，所述的合适的载荷放大系数和试验周期数应与待验证的试验件数量相一致；优先选择小于等于1.5的试验周期数所对应的载荷放大系数；应保证所选的载荷放大系数对载荷谱处理后，载荷谱中最大载荷不能超过极限载荷。
本发明创造的有益效果为：
1)能够解决复合材料疲劳/耐久性设计高分散性难以处理的问题；
2)提高飞机复合材料结构设计验证的经济性；
3)给出的飞机复合材料结构疲劳寿命验证的试验方案易于实施，能够有效降低试验技术风险；
4)可以缩短整个试验的时间，有利于保障结构研发和认证的项目节点；
5)形成一套易被适航当局接受且适合未来商用飞机复合材料结构疲劳验证过程中的载荷处理方法。
附图说明
图1：待验证的试验件结构示意图。
图2：疲劳载荷谱处理流程图。
图3：B基准S-N曲线图。
图4：待验证试验件疲劳载荷谱的处理示意图。
具体实施方式
一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，具体为：基于待验证的复合材料结构，设计低级别的等谱疲劳试验矩阵，利用修正的威布尔统计分析方法，确定满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数和应力删除水平，进而形成复合材料结构的疲劳载荷处理方法。
包括如下步骤：
第一：确定待验证的复合材料结构的铺层和危险破坏模式，需考虑最危险应力比值R＝-1的情况。设计如表2所示的试验矩阵，相同铺层，相同试验环境相同加载方式的疲劳试验为一组，要求至少包含6组疲劳试验，每组疲劳试验件数量不少于18件且试验件至少包含3个材料批次和2个固化炉次；
表2试验矩阵
第二：按照下面的顺序进行试验：
a.行静力试验，确定试样在室温干态环境下的静强度平均值；
b.进行疲劳试验，具体实施方案如下：
1)将18个疲劳试验件参照表3方式暂分为4个子组(应力水平)；表中1st表示第一个固化炉次，2nd表示第二个固化炉次；
2)进行疲劳试验，如果试验件在1×106循环后未发生破坏，则测量剩余强度。要求疲劳试验至少包含3个应力水平，每个应力水平至少2个试验件，每组试验件中且至少有20％的试验件达到1×106循环后未发生破坏并测试其剩余强度。
表3典型铺层1含BVID冲击损伤疲劳试验件分组
第三：按下列方法确定满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数：
1)推导每组试验的强度形状参数和寿命形状参数
2)将每组试验数据分析得到的强度形状参数进行收集后进行威布尔统计分析，得到强度的形状参数βs′和尺度参数αs′，利用公式(1)推导出剩余强度威布尔分布的形状参数αR；
3)将每组试验数据分析得到的寿命形状参数进行收集后进行威布尔统计分析，得到寿命的形状参数βL′和尺寸参数αL′，利用公式(2)推导出疲劳寿命威布尔分布的形状参数αL；
4)利用公式(3)得到满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的一系列试验参数：
式中：
P——置信度为γ时要求的可靠度(对B基准，γ＝0.95，P＝0.9)；
αR——剩余强度威布尔分布的形状参数；
αL——疲劳寿命威布尔分布的形状参数；
n——待验证的试验件数量；
N——试验周期数(1倍寿命的倍数)。
第四：收集每组疲劳试验数据，建立平均的S-N曲线和B基准S-N曲线，将B基准S-N曲线进行外推，1×107循环对应的应力水平定为试验件的疲劳门槛值，根据不同类型试验得到的疲劳门槛值确定疲劳组载荷应力删除水平；
第五：基于第四步得到的应力删除水平，即对待验证试验件的疲劳载荷谱载荷进行删除处理，再结合金属疲劳试验常用的雨流法对载荷谱循环次数进行处理，得到初步处理后的载荷谱；
第六：结合第三步得到的试验参数，选用较大的载荷放大系数，并选择其对应的试验周期数，对第五步得到的载荷谱的进行处理，得到可用于结构验证的疲劳载荷谱。
实施例1：
下面以某飞机复合材料典型结构件的疲劳寿命验证为例，结合附图1，对本发明具体实现过程进行详细描述。飞机复合材料结构的疲劳寿命验证流程见附图2。基本实现过程如下：
步骤一：确定结构的危险破坏模式和受载载荷类型，制定试验矩阵；
此外结构为翼盒下壁板的根部连接，包含三种典型的铺层形式(长桁、蒙皮和连接区)，结构主要承受拉压载荷。由于复合材料结构的疲劳和损伤容限需一起验证，所以要考虑低能量冲击、充填孔拉压、挤压破坏模式(设计时保证不会发生钉剪切这种灾难性破坏模式)；建立试验矩阵，见表4：
表4试验矩阵
步骤二：实施试验；
铺层比例为(25/50/25)，含BVID冲击损伤的试验按照如下顺序实施：
a进行静力试验：
采用ASTM D7136试验标准，在6个静力试验件上引入BVID冲击损伤，按照ASTMD7137试验标准，测试含损伤的试验件的剩余强度，对剩余强度进行正则化处理后求平均值；
b进行疲劳试验：
1)选择70％的静强度作为疲劳载荷的最大应力，挑选了3个试验件进行R＝0.1的等谱压-压疲劳，发现试验件均未达到1×106循环就发生了破坏；
2)选择60％的静强度作为疲劳载荷的最大应力，挑选了3个试验件进行R＝0.1的等谱压-压疲劳，发现试验件达到1×106循环后均未发生破坏，测量了3个试验件的剩余静强度；
3)选择65％的静强度作为疲劳载荷的最大应力，挑选了4个试验件进行R＝0.1的等谱压-压疲劳，有两个试验件达到1×106循环后未发生破坏，测量了这两个试验件的剩余静强度；
4)选择85％的静强度作为疲劳载荷的最大应力，挑选了4个试验件进行R＝0.1的等谱压-压疲劳，发现试验件在几千次循环后均发生破坏；
5)选择90％的静强度作为疲劳载荷的最大应力，挑选了4个试验件进行R＝0.1的等谱压-压疲劳，发现试验件在几百次循环后均发生破坏。
步骤三：是试验数据进行修正的威布尔统计分析，确定待验证试验件的疲劳试验参数；
1)根据公式(4)，进行迭代求解出每一组试验的剩余强度形状参数
式中：Wij—每个试验件在达到1×106循环后的剩余静强度；
—剩余强度形状参数；
nri—测量剩余强度试验件的数量；
ni—第i个应力水平的试验件数量；
m—试验件的分组数量，即疲劳试验应力级别数量；
2)根据公式(5)，进行迭代求每一组试验的寿命形状参数
式中：Xij—在第i个应力水平下，第j个试验件的疲劳循环次数；
—寿命形状参数；
nri—测量剩余强度试验件的数量；
ni—第i个应力水平的试验件数量；
m—试验件的分组数量，即疲劳试验应力水平的数量；
3)所有六组疲劳试验数据，按照上一步统计分析后得到的剩余强度形状参数和寿命形状参数
4)收集6个强度形状参数进行威布尔统计分析，计算出威布尔分布尺度参数βs′和形状参数αs′；收集6个强度形状参数进行威布尔统计分析，计算出威布尔分布尺度参数βL′和形状参数αL′；
5)按照公式(1)和公式(2)计算剩余强度形状参数αR和寿命形状参数αL；
6)按照公式(3)计算出验证1个试验件满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的一系列试验参数，结果见表5。
表5根据试验结果得到的试验参数(n＝1)
| 寿命分散系数NF | 1.0 | 1.5 | 2.0 | 3.0 | 6.2 |
| 载荷放大系数FLE | 1.052 | 1.040 | 1.032 | 1.020 | 1 |
步骤四：确定疲劳载荷谱应力删除水平：
1)根据公式(6)，确定每个应力水平的寿命形状参数αLi；
式中：Xij—在第i个应力水平下，第j个试验件的疲劳循环次数；
—寿命形状参数；
nri—测量剩余强度试验件的数量；
ni—第i个应力水平的试验件数量；
2)根据公式(7)，确定试验件在每个应力水平的平均循环次数NBi；
式中：—第i个应力水平的寿命形状参数；
—整个样本的寿命形状参数；
3)根据公式(8)，确定试验件在每个应力水平的满足B基准的循环次数NBi；
式中：—第i个应力水平的寿命形状参数；
—整个样本的寿命形状参数；
n—整个样本的数量；
R—对于B基准值，R取0.9；
—χ分布函数，对于B基准值，γ取0.05；
4)由表6中的数据得到具有B基准可靠性的S-N曲线，见附图3；
5)将具有B基准可靠性的S-N曲线外延至1×107循环时，得到这种情况下所对应的疲劳门槛值；
6)6组不同的疲劳试验得到6个疲劳门槛值，选取最小的作为疲劳验证试验的应力删除水平。
步骤五：结合第四步得到的应力删除水平，即对待验证试验件的疲劳载荷谱载荷进行删除处理，得到初步处理后的载荷谱。
步骤六：结合第三步得到的试验参数，选用合适的载荷放大系数，并选择其对应的试验周期数，对第五步得到的载荷谱进行处理，见附图4，并进行离散处理，得到可用于结构验证的疲劳载荷谱块，对结构加载疲劳谱块进行试验。试验结果表明，一开始在试验件上引入的损伤未发生扩展，试验件未发生破坏。说明结构能够满足设计寿命要求，且在整个寿命期间BVID损伤不扩展。
以上所述仅是本发明的实现方式，应当指出，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (3)
1.一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，其特征在于，其步骤为：
1)等谱疲劳试验矩阵：确定待验证的复合材料结构的铺层和危险破坏模式，设计等谱疲劳试验矩阵，相同铺层，相同试验环境相同加载方式的疲劳试验为一组，要求至少包含6组疲劳试验，每组疲劳试验件数量不少于18件且试验件至少包含3个材料批次和2个固化炉次；
2)进行试验：依次进行静力试验和疲劳试验，并记录试验结果；
3)根据步骤2)中的试验结果，按下列方法确定满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数：
3.1)推导每组试验的强度形状参数和寿命形状参数
3.2)将每组试验数据分析得到的强度形状参数进行收集后进行威布尔统计分析，得到强度的形状参数βs′和尺度参数a′s，利用公式(1)推导出剩余强度威布尔分布的形状参数αR；
3.3)将每组试验数据分析得到的寿命形状参数进行收集后进行威布尔统计分析，得到寿命的形状参数β′L和尺寸参数a′L，利用公式(2)推导出疲劳寿命威布尔分布的形状参数αL；
3.4)利用公式(3)得到满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的一系列试验参数：
式中：
P——置信度为γ时要求的可靠度；
αR——剩余强度威布尔分布的形状参数；
αL——疲劳寿命威布尔分布的形状参数；
n——待验证的试验件数量；
N——试验周期数；
4)收集每组疲劳试验数据，建立平均的S-N曲线和B基准S-N曲线，将B基准S-N曲线进行外推，1×107循环对应的应力水平定为试验件的疲劳门槛值，根据不同类型试验得到的疲劳门槛值确定疲劳组载荷应力删除水平；
5)基于4)得到的应力删除水平，即对待验证试验件的疲劳载荷谱载荷进行删除处理，再结合金属疲劳试验常用的雨流法对载荷谱循环次数进行处理，得到初步处理后的载荷谱；
6)结合3)得到的试验参数，对5)得到的载荷谱进行处理，得到可用于结构验证的疲劳载荷谱。
2.根据权利要求1所述的一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，其特征在于：步骤2)中具体方法如下：
2.1)行静力试验：确定试样在室温干态环境下的静强度平均值；
2.2)进行疲劳试验，具体实施方案如下：
2.2.1)将每组疲劳试验件初步分为N个子组，子组数量可在试验过程中进行调整；
2.2.2)优先选取70％静强度折算成第一个子组的疲劳载荷进行疲劳试验，如果试验件在达到1×106循环时未发生破坏，则停止疲劳试验，并对该试验件进行静力测试，记录试验件发生破坏的载荷，计算其剩余强度，如果试验件在达到1×106循环前发生破坏则记录破坏时的循环次数；根据第一个子组的疲劳试验结果，调整疲劳载荷，进行第二个子组的疲劳试验，如果第一个子组内未达到1×106循环次数的试验件数量超过50％，则降低第二个子组的疲劳载荷，相反，如果第一个子组内达到1×106循环次数的试验件数量低于50％，则提高第二个子组的疲劳载荷；依据得到的试验结果调整下一个子组的试验件的载荷水平进行试验；
2.2.3)按照2.2.2完成每组疲劳试验，疲劳试验应满足每组疲劳试验至少包含3个应力水平，每个应力水平至少2个试验件，每组全部试验件中至少有20％的试验件达到1×106循环后未发生破坏并测试其剩余强度。
3.根据权利要求1所述的一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，其特征在于：步骤3)中，所述的合适的载荷放大系数和试验周期数应与待验证的试验件数量相一致；优先选择小于等于1.5的试验周期数所对应的载荷放大系数；应保证所选的载荷放大系数对载荷谱处理后，载荷谱中最大载荷不能超过极限载荷。
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