CN110489914B

CN110489914B - 一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法

Info

Publication number: CN110489914B
Application number: CN201910797068.XA
Authority: CN
Inventors: 蔡永明; 吴德锋; 王佳莹; 杨方; 林湘齐
Original assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Current assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date: 2019-08-27
Filing date: 2019-08-27
Publication date: 2023-01-17
Anticipated expiration: 2039-08-27
Also published as: CN110489914A

Abstract

本申请属于飞机结构强度设计领域，特别涉及一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法。包括：步骤一：计算第一载荷谱的当量过载损伤；步骤二：计算第二载荷谱下结构的当量应力损伤；步骤三：根据所述当量过载损伤和所述当量应力损伤等效折算所述结构在所述第一载荷谱下的等效应力；步骤四：根据所述第一载荷谱下数据集以及所述等效应力，对所述结构进行耐久性计算评估。本申请的基于应力损伤等效的耐久性计算方法，可以构建不同载荷谱下结构耐久性的关系，从而通过已有的(裂纹长度a，飞行小时t)数据集在新飞机结构设计早期进行耐久性计算评估。

Description

一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法

技术领域

本申请属于飞机结构强度设计领域，特别涉及一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法。

背景技术

随着时代的前进，对飞机飞行的安全性和使用的经济性提出了越来越高的要求。飞机结构的耐久性是一种结构具有在使用寿命期间承受重复载荷谱作用下而不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性，是飞机结构设计必须满足的结构特性。

在飞机结构设计的早期，因缺乏耐久性计算所需要的(裂纹长度a，飞行小时t)数据集，耐久性计算评估工作难以开展。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法，包括：

步骤一：计算第一载荷谱的当量过载损伤；

步骤二：计算第二载荷谱下结构的当量应力损伤；

步骤三：根据所述当量过载损伤和所述当量应力损伤等效折算所述结构在所述第一载荷谱下的等效应力；

步骤四：根据所述第一载荷谱下数据集以及所述等效应力，对所述结构进行耐久性计算评估。

可选地，步骤一中，所述计算第一载荷谱的当量过载损伤为：

G_A＝∑(n^当量 _i)^mN_i

n^当量 _i＝[2n_幅值(n_幅值+|n_均值|)]^1/2

n_幅值＝(n_max-n_min)/2

n_均值＝(n_max+n_min)/2

其中，G_A为第一载荷谱A的当量过载损伤；N_i为n^当量 _i的作用次数；m为应力-循环曲线的指数，取m＝4；n_max为过载循环的峰值；n_min为过载循环的谷值。

可选地，步骤二中，所述计算第二载荷谱下结构的当量应力损伤为：

L_B＝∑(σ^当量 _i)^mN_i

σ^当量 _i＝[2σ_幅值(σ_幅值+|σ_均值|)]^1/2

σ_幅值＝(σ_max-σ_min)/2

σ_均值＝(σ_max+σ_min)/2

其中，L_B为第二载荷谱B下结构C的当量应力损伤；N_i为当量应力σ^当量 _i的作用次数；m为应力-循环曲线的指数，取m＝4；σ_max为应力循环的峰值；σ_min为应力循环的谷值。

可选地，步骤三中，所述结构在所述第一载荷谱下的等效应力为：

σ＝(L_B/G_A)^1/4

其中，σ为结构C在第一载荷谱A下的等效应力；G_A为第一载荷谱A的当量过载损伤；L_B为第二载荷谱B下结构C的当量应力损伤。

可选地，步骤四中，所述第一载荷谱下数据集包括裂纹长度a和飞行小时t。

可选地，步骤四中，对所述结构进行耐久性计算评估的方法为概率断裂力学方法。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的基于应力损伤等效的耐久性计算方法，可以构建不同载荷谱下结构耐久性的关系，从而通过已有的数据集在新飞机结构设计早期进行耐久性计算评估。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的基于应力损伤等效的耐久性计算方法流程图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法，方法包括：

步骤一：计算第一载荷谱的当量过载损伤；

步骤二：计算第二载荷谱下结构的当量应力损伤；

步骤三：根据当量过载损伤和当量应力损伤等效折算结构在第一载荷谱下的等效应力；

步骤四：根据第一载荷谱下数据集以及等效应力，对结构进行耐久性计算评估。

具体的，步骤一中，第一载荷谱A的当量过载损伤为G_A：

G_A＝∑(n^当量 _i)^mN_i

n^当量 _i＝[2n_幅值(n_幅值+|n_均值|)]^1/2

n_幅值＝(n_max-n_min)/2

n_均值＝(n_max+n_min)/2

其中，G_A为第一载荷谱A的当量过载损伤；N_i为n^当量 _i的作用次数；m为应力-循环曲线(S-N曲线)的指数，取m＝4；n_max为过载循环的峰值；n_min为过载循环的谷值。

步骤二中，第二载荷谱B下结构的当量应力损伤为：

L_B＝∑(σ^当量 _i)^mN_i

σ^当量 _i＝[2σ_幅值(σ_幅值+|σ_均值|)]^1/2

σ_幅值＝(σ_max-σ_min)/2

σ_均值＝(σ_max+σ_min)/2

步骤三中，结构C在第一载荷谱A下的等效应力σ为：

σ＝(L_B/G_A)^1/4

步骤四中，根据第一载荷谱下(裂纹长度a，飞行小时t)数据集以及等效应力，采用概率断裂力学方法对结构C进行耐久性计算评估

在本申请的一个实施方式中，第一载荷谱A的过载峰谷值如表1所示：

表1

根据步骤一中的公式计算可得n_幅值、n_均值及n^当量 _i，如表2所示：

表2

序号	n<sub>幅值</sub>	n<sub>均值</sub>	n<sup>当量</sup><sub>i</sub>
				1	1.10	2.90	2.97
2	1.60	3.10	3.88
				3	1.80	3.20	4.24
4	1.40	3.00	3.51
				5	1.05	3.05	2.93
6	1.25	2.95	3.24
				7	1.50	2.90	3.63
8	1.25	2.75	3.16

计算可得G_A＝∑(n^当量 _i)^mN_i＝2623.391。

本实施例中，结构C耐久性关键部位分为3个应力区，各应力区在第二载荷谱B下的应力峰谷值如表3所示：

表3

根据步骤二中的公式计算可得σ_幅值、σ_均值及σ^当量 _i，如表4所示：

表4

计算可得各应力区的当量应力损伤L_B，如表5所示。

表5

进一步，本实施例步骤三中，通过当量过载损伤和当量应力损伤等效折算结构C在第一载荷谱A下的等效应力σ，计算可得各应力区的等效应力，如表6所示。

表6

应力区	1	2	3
				等效应力σ(MPa)	43.21	40.12	37.04

本实施例中，第一载荷谱A下(裂纹长度a，飞行小时t)数据集如表7所示：

表7

各应力区对应的细节数量如表8所示：

应力区	1	2	3
				等效应力σ(MPa)	43.21	40.12	37.04
细节数量(个)	20	30	40

取可靠度R＝0.95，经济修理极限a_e＝0.8mm，采用概率断裂力学方法即可计算得到在第二载荷谱B下结构C的耐久性评估结果，如表9所示。

表9

损伤度	使用时间t(小时)
		1	1825
2	2295
		3	2612
4	2863
		5	3067
6	3245
		7	3402
8	3545
		9	3674
10	3794

本申请的基于应力损伤等效的耐久性计算方法，可以构建不同载荷谱下结构耐久性的关系，从而通过已有的(裂纹长度a，飞行小时t)数据集在新飞机结构设计早期进行耐久性计算评估。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法，其特征在于，包括：

步骤一：计算第一载荷谱的当量过载损伤；

步骤二：计算第二载荷谱下结构的当量应力损伤；

步骤四：根据所述第一载荷谱下数据集以及所述等效应力，对所述结构进行耐久性计算评估；

步骤一中，所述计算第一载荷谱的当量过载损伤为：

G_A＝∑(n^当量 _i)^m N_i

n^当量 _i＝[2n_幅值(n_幅值+|n_均值|)]^1/2

n_幅值＝(n_max-n_min)/2

n_均值＝(n_max+n_min)/2

其中，G_A为第一载荷谱A的当量过载损伤；N_i为n^当量 _i的作用次数；m为应力-循环曲线的指数，取m＝4；n_max为过载循环的峰值；n_min为过载循环的谷值；

步骤二中，所述计算第二载荷谱下结构的当量应力损伤为：

L_B＝∑(σ^当量 _i)^m N_i

σ^当量 _i＝[2σ_幅值(σ_幅值+|σ_均值|)]^1/2

σ_幅值＝(σ_max-σ_min)/2

σ_均值＝(σ_max+σ_min)/2

其中，L_B为第二载荷谱B下结构C的当量应力损伤；N_i为当量应力σ^当量 _i的作用次数；m为应力-循环曲线的指数，取m＝4；σ_max为应力循环的峰值；σ_min为应力循环的谷值；

步骤三中，所述结构在所述第一载荷谱下的等效应力为：

σ＝(L_B/G_A)^1/4

其中，σ为结构C在第一载荷谱A下的等效应力；G_A为第一载荷谱A的当量过载损伤；L_B为第二载荷谱B下结构C的当量应力损伤；

步骤四中，所述第一载荷谱下数据集包括裂纹长度a和飞行小时t；

对所述结构进行耐久性计算评估的方法为概率断裂力学方法。