CN112699463B - 一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法 - Google Patents

一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112699463B
CN112699463B CN202011599138.XA CN202011599138A CN112699463B CN 112699463 B CN112699463 B CN 112699463B CN 202011599138 A CN202011599138 A CN 202011599138A CN 112699463 B CN112699463 B CN 112699463B
Authority
CN
China
Prior art keywords
dfr
value
stress
cutoff
fatigue
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011599138.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN112699463A (zh
Inventor
张彦军
宁宇
雷晓欣
薛海峰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC First Aircraft Institute
Original Assignee
AVIC First Aircraft Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC First Aircraft Institute filed Critical AVIC First Aircraft Institute
Priority to CN202011599138.XA priority Critical patent/CN112699463B/zh
Publication of CN112699463A publication Critical patent/CN112699463A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112699463B publication Critical patent/CN112699463B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/04—Ageing analysis or optimisation against ageing
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明属于航空结构疲劳领域，具体涉及一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法。本发明的方法以飞机设计目标寿命为基础，基于细节疲劳额定值法，通过分析给出不同应力比、不同地空地应力水平下疲劳裕度曲线，可用于在飞机结构设计初期，快速评估结构应力水平高低对疲劳寿命的影响。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定各类飞机在结构设计初期满足目标寿命要求的地空地应力水平，并可进一步用于指导结构参数的确定。

Description

一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法
技术领域
本发明属于航空结构疲劳领域，具体涉及一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法。
背景技术
飞机结构疲劳寿命预测一般是在载荷谱、结构设计、细节疲劳额定值确定的基础上，进行确定性的疲劳裕度分析，能够评估结构的疲劳特性。但是这种方法通常均需要结构完成详细设计之后，开展疲劳载荷计算、疲劳应力求解后才能开展细致的疲劳分析。此时，即便不满足疲劳设计要求，但需要的更改周期往往较长，所需时间成本和人力成本均较大，经济性较差。
现有的规范、文献未就给出行之有效的设计方法用于飞机结构的疲劳寿命快速评估。同时，在结构设计时，疲劳寿命预测方法需要的时间长，无法起到结构设计的快速迭代作用。
发明内容
本发明的目的是：提供一种基于飞机设计目标寿命和细节疲劳额定值法的疲劳寿命快速评估方法，以解决结构设计初期快速评估结构应力水平高低对寿命影响程度以及现有寿命预测方法耗时过长、适用性不强的技术问题。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。
一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、以飞机设计目标起落数作为基准目标寿命；
步骤二、确定飞机结构的关键部位，计算关键部位的结构DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff；
步骤三、根据关键部位静强度设计的限制载荷对应的应力，选取多种最高应力，并确定每种最高应力下的多种应力比；
步骤四、计算关键部位的结构DFR截止值DFRcutoff和DFR基准值DFRbase的差值ΔDFR＝DFRcutoff-DFRbase；
步骤五、在关键部位的结构DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff之间选取多个参考DFR值；
步骤六、根据所述基准目标寿命，计算每个最高应力和应力比组合下，多个参考DFR值所对应的疲劳裕度值；
步骤七、绘制不同应力比下的横坐标为最大应力、纵坐标为疲劳裕度的每种参考DFR值下的曲线族；
步骤八、确定飞机结构的关键部位的实际DFR值，根据所述曲线族以及实际DFR值，得到满足基准目标寿命的最大应力。
本发明技术方案的特点和进一步的改进为：
1)步骤三，具体为；根据关键部位静强度设计的限制载荷对应的应力，选取限制载荷对应的应力的20％、40％、60％、80％、90％作为五种最高应力，并确定每种最高应力下的三种应力比。
2)确定每种最高应力下的三种应力比，所述三种应力比分别为0.5、0.06、-0.5。
3)步骤五，具体为：在关键部位的结构DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff之间选取三个参考DFR值；所述三个参考DFR值为DFRbase增加30％ΔDFR、60％ΔDFR、80％ΔDFR时的DFR值DFR30％、DFR60％、DFR80％。
4)步骤六中，所述多种参考DFR为：DFR基准值DFRbase、DFR截止值DFRcutoff以及在DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff之间选取三个参考DFR值。
5)步骤八，具体为：
(S81)确定实际DFR值所处的区间，所处的区间包含：DFR基准值DFRbase到DFR30％的区间，DFR30％到DFR60％的区间，DFR60％到DFR80％的区间，DFR80％到DFR截止值DFRcutoff的区间；
(S82)根据实际DFR值所处的区间对应的两条曲线，拟合得到实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的曲线；
(S83)根据所述实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的曲线，得到满足基准目标寿命的最大应力。
6)(S82)，具体为：
根据实际DFR值所处的区间对应的两条曲线，线性插值得到每种应力比下实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的曲线；从而得到实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的三条曲线。
7)(S83)，具体为：
分别确定三条曲线与横坐标的交点的值，选取三条曲线与横坐标的交点的值中的最小值，将该最小值作为满足基准目标寿命的最大应力。
本方法通过分析给出不同应力比、不同地空地应力水平下的结构疲劳裕度曲线，解决了飞机结构设计初期无法快速定量评估结构应力水平高低对疲劳寿命的影响难题。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定各类飞机在结构设计初期满足目标寿命要求的地空地应力水平，并可进一步用于指导结构参数的确定。
附图说明
图1为应力比0.06时不同DFR值所对应的疲劳裕度图；
图2为应力比0.5时不同DFR值所对应的疲劳裕度图；
图3为应力比-0.5时不同DFR值所对应的疲劳裕度图。
具体实施方式
本发明实施例提供一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法，所述的结构疲劳寿命快速评估方法包括以下步骤：
步骤一、以飞机设计要求给定的设计目标起落数作为基准目标寿命；
步骤二、根据结构关键部位的材料、细节特征，在实际应用的多个DFR计算方法中选择一种适当的方法计算得到结构DFR基准值和DFR截止值。
步骤三、根据结构设计过程中静强度设计的限制载荷水平，选取20％、40％、60％、80％、90％五种最高应力水平，以及0.5、0.06、-0.5三种不同应力比；
步骤四、计算ΔDFR＝DFRcutoff-DFRbase；
步骤五、计算DFRbase增加30％ΔDFR、60％ΔDFR、80％ΔDFR时的DFR值DFR30％、DFR60％、DFR80％；
步骤六、根据步骤一的设计目标起落数，计算步骤三所述每个应力水平和应力比组合下，步骤五所给出的DFRbase、DFRcutoff、DFR30％、DFR60％、DFR80％五种DFR所对应的疲劳裕度值；
步骤七、绘制不同应力比下的横坐标为最大应力、纵坐标为疲劳裕度的每种DFR下的曲线族，见图1-图3。
步骤八、当按步骤二所述参数计算得到结构DFR后，即可按步骤五给出的曲线，根据该DFR值与五种DFRbase、DFRcutoff、DFR30％、DFR60％、DFR80％的关系插值得到DFR值，取图1-图3三条纵坐标疲劳裕度为零的点所对应的DFR值。
步骤九、比较从图1-图3三种不同应力比下所得到的DFR值，取其中最小值作为结构设计所允许的最大限制应力。该方法可用于结构设计中根据该疲劳限制应力水平调整结构参数，实现疲劳评估的快速迭代。
本发明所提出的飞机结构疲劳寿命快速评估方法操作简便，可用于迅速确定任一给定DFR值下的结构要求的应力水平，便于结构设计使用。
本方法通过分析给出不同应力比、不同地空地应力水平下的结构疲劳裕度曲线，解决了飞机结构设计初期无法快速定量评估结构应力水平高低对疲劳寿命的影响难题。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定各类飞机在结构设计初期满足目标寿命要求的地空地应力水平，并可进一步用于指导结构参数的确定。
具体的，
步骤一、以飞机设计要求给定的设计目标起落数作为基准目标寿命，给出某飞机设计目标起落数为15000；
步骤二、根据结构实际部位的材料、细节特征，在实际应用的多个DFR计算方法中选择一种适当的方法计算得到结构DFRbase和DFRcutoff。对于材料为2024-T351的机翼不稳定单剪接头，紧固件为螺栓连接，则
Figure BDA0002868266490000051
其中
Figure BDA0002868266490000052
查2024-T351材料的DFRcutoff＝193MPa
按
Figure BDA0002868266490000053
则
Figure BDA0002868266490000054
Figure BDA0002868266490000055
步骤三、根据结构设计过程中静力典型工况设计的限制载荷水平，选取20％、40％、60％、80％、90％五种最高应力水平，以及0.5、0.06、-0.5三种不同应力比。该部位结构限制载荷水平σxz＝250MPa，则分别选取其所对应的20％、40％、60％、80％、90％即应力分别为50MPa、100MPa、150MPa、200MPa、225MPa，应力比分别为0.5、0.06、-0.5。
步骤四、计算ΔDFR＝DFRcutoff-DFRbase＝92MPa，
步骤五、计算DFRbase增加30％ΔDFR、60％ΔDFR、80％ΔDFR时的DFR值DFR30％＝128.6MPa、DFR60％＝156.2MPa、DFR80％＝174.6MPa。
步骤六、根据步骤一的设计目标起落数，计算步骤三所述每个应力水平和应力比组合下，步骤四所给出的五种DFRbase、DFRcutoff、DFR30％、DFR60％、DFR80％结构DFR所对应的疲劳裕度值见表1-表3所示；
表1应力比0.06下不同DFR值和应力水平下的疲劳裕度
Figure BDA0002868266490000061
表2应力比0.5下不同DFR值和应力水平下的疲劳裕度
Figure BDA0002868266490000062
表3应力比-0.5下不同DFR值和应力水平下的疲劳裕度
Figure BDA0002868266490000063
步骤七、绘制不同DFR值下的横坐标为最大应力、纵坐标为疲劳裕度的每种应力比下的曲线族，见图1-图3。
步骤八、当按步骤二所述参数计算得到结构DFR后，即可按步骤五给出的曲线，根据该DFR值与五种DFRbase、DFRcutoff、DFR30％、DFR60％、DFR80％的关系插值得到DFR值，取图1-图3三条纵坐标疲劳裕度为零的点所对应的DFR值。
步骤九、比较从图1-图3三种不同应力比下所得到的DFR值，取其中最小值作为结构设计所允许的最大限制应力。该方法可用于结构设计中根据该疲劳限制应力水平调整结构参数，实现疲劳评估的快速迭代。
本方法通过分析给出不同应力比、不同地空地应力水平下的结构疲劳裕度曲线，解决了飞机结构设计初期无法快速定量评估结构应力水平高低对疲劳寿命的影响难题。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定各类飞机在结构设计初期满足目标寿命要求的地空地应力水平，并可进一步用于指导结构参数的确定。

Claims (3)

1.一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、以飞机设计目标起落数作为基准目标寿命；
步骤二、确定飞机结构的关键部位，计算关键部位的结构DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff；
步骤三、根据关键部位静强度设计的限制载荷对应的应力，选取多种最高应力，并确定每种最高应力下的多种应力比；
步骤四、计算关键部位的结构DFR截止值DFRcutoff和DFR基准值DFRbase的差值ΔDFR＝DFRcutoff-DFRbase；
步骤五、在关键部位的结构DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff之间选取多个参考DFR值；
步骤五，具体为：在关键部位的结构DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff之间选取三个参考DFR值；所述三个参考DFR值为DFRbase增加30％ΔDFR、60％ΔDFR、80％ΔDFR时的DFR值DFR30％、DFR60％、DFR80％；
步骤六、根据所述基准目标寿命，计算每个最高应力和应力比组合下，多个参考DFR值所对应的疲劳裕度值；所述多种参考DFR为：DFR基准值DFRbase、DFR截止值DFRcutoff以及在DFR基准值DFRbase和DFR截止值DFRcutoff之间选取三个参考DFR值；
步骤七、绘制不同应力比下的横坐标为最大应力、纵坐标为疲劳裕度的每种参考DFR值下的曲线族；
步骤八、确定飞机结构的关键部位的实际DFR值，根据所述曲线族以及实际DFR值，得到满足基准目标寿命的最大应力；
步骤八，具体为：
(S81)确定实际DFR值所处的区间，所处的区间包含：DFR基准值DFRbase到DFR30％的区间，DFR30％到DFR60％的区间，DFR60％到DFR80％的区间，DFR80％到DFR截止值DFRcutoff的区间；
(S82)根据实际DFR值所处的区间对应的两条曲线，拟合得到实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的曲线；(S82)，具体为：
根据实际DFR值所处的区间对应的两条曲线，线性插值得到每种应力比下实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的曲线；从而得到实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的三条曲线；
(S83)根据所述实际DFR值对应的最大应力和疲劳裕度关系的曲线，得到满足基准目标寿命的最大应力；(S83)，具体为：
分别确定三条曲线与横坐标的交点的值，选取三条曲线与横坐标的交点的值中的最小值，将该最小值作为满足基准目标寿命的最大应力。
2.根据权利要求1所述的一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法，其特征在于，步骤三，具体为；根据关键部位静强度设计的限制载荷对应的应力，选取限制载荷对应的应力的20％、40％、60％、80％、90％作为五种最高应力，并确定每种最高应力下的三种应力比。
3.根据权利要求1所述的一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法，其特征在于，确定每种最高应力下的三种应力比，所述三种应力比分别为0.5、0.06、-0.5。
CN202011599138.XA 2020-12-29 2020-12-29 一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法 Active CN112699463B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011599138.XA CN112699463B (zh) 2020-12-29 2020-12-29 一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011599138.XA CN112699463B (zh) 2020-12-29 2020-12-29 一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112699463A CN112699463A (zh) 2021-04-23
CN112699463B true CN112699463B (zh) 2022-10-11

Family

ID=75512028

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011599138.XA Active CN112699463B (zh) 2020-12-29 2020-12-29 一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112699463B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114428026A (zh) * 2021-12-30 2022-05-03 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104809321A (zh) * 2013-12-31 2015-07-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于细节疲劳额定值的高机动飞机寿命分析方法
CN109344553A (zh) * 2018-11-29 2019-02-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104809321A (zh) * 2013-12-31 2015-07-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于细节疲劳额定值的高机动飞机寿命分析方法
CN109344553A (zh) * 2018-11-29 2019-02-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
军用飞机结构耐久性设计的细节疲劳额定值方法;董彦民等;《航空学报》;20101225(第12期);全文 *
铸造TC4钛合金细节疲劳强度DFR_(cutoff)的研究;要玉宏等;《稀有金属材料与工程》;20090915(第09期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112699463A (zh) 2021-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Degenhardt et al. Future structural stability design for composite space and airframe structures
CN112699463B (zh) 一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法
CN105488310B (zh) 一种归一化cfrp多向层合板疲劳分层扩展速率预测方法
CN104034576B (zh) 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法
CN112487683B (zh) 一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法
CN109657412B (zh) 一种陶瓷基复合材料的疲劳寿命的多尺度预测方法
CN103970999A (zh) 飞机结构疲劳裂纹安全损伤扩展周期确定方法
CN109115479A (zh) 一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法
KR101507750B1 (ko) 복합재 구조물의 최적설계 방법
Junbo et al. Influence of random variable dimension on the fast numerical integration method of aero engine rotor disk failure risk analysis
CN109885875B (zh) 一种涡轮叶片概率损伤容限分析方法
KR20180130944A (ko) 복합재 기계적 체결부 강도 해석 시스템 및 그 방법
Mavris et al. A method for probabilistic sensitivity analysis of commercial aircraft engines
Doherty Transonic airfoil study using sonic plateau, optimization and off-design performance maps
CN111859817A (zh) 一种基于cfd软件激波模拟能力的飞行器气动选型方法
CN106844821B (zh) 一种基于低周疲劳的选材方法
Daoud et al. Optimization of composite aircraft structures in consideration of postbuckling behavior
Conrow Technology readiness levels and space program schedule change
남덕현 et al. Design allowable prediction of composite laminates using statistical method and finite element analysis
Dutton et al. From Integrated Computational Materials Engineering to Integrated Computational Structural Engineering
Zaplana et al. Fatigue and crack propagation life improvement quantification for coldworked holes outside nominal conditions
Chedrik Probabilistic method of determination of allowable design parameter scatters on flutter and strength criteria
Prakash et al. Fatigue Damage Estimation From Pseudo-Random Load Sequence Generated for Metals and Fiber Reinforced Composites
Enright et al. Adaptive optimal sampling methodology for reliability prediction of series systems
CN118133451A (zh) 一种航空发动机载荷谱中疲劳载荷特征建模方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant