CN112699479A - 一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，包括：建立裂纹扩展方向坐标标识线；确定断口分析测量点位置；计算断口分析测量点位置的裂纹扩展速率；计算裂纹扩展寿命试验值；计算裂纹形成寿命试验值；计算裂纹形成寿命理论值；计算裂纹形成寿命分散系数，即为飞机结构裂纹形成寿命分散系数。本发明上述技术方案采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰；可用于确定飞机结构裂纹形成寿命分散系数，也可用于通过断口分析进而确定试验件裂纹扩展寿命试验值；解决了现有裂纹形成寿命分散系数的计算方式，由于结构件采用的材料性能不稳定、生产制造工艺不稳定等因素，而导致疲劳寿命理论值与试验值存在较大的差异的问题。

Description

一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法

技术领域

本发明涉及但不限于航空疲劳断裂技术领域，尤指一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法。

背景技术

在航空疲劳断裂领域，由于材料不稳定、生产制造工艺方法不稳定、计算方法有差异等因素，从而导致裂纹形成寿命理论计算值与试验值分散性较大。

在飞机结构设计中，对结构件进行疲劳寿命计算是一项很重要的工作内容。疲劳寿命分析方法较为成熟，一般都采用名义应立法、应力严重系数法等方法进行裂纹形成寿命计算。

然而，在计算形成寿命时，尽管已经按照手册中推荐的数值考虑了疲劳寿命分散系数，但是由于结构件采用的材料性能不稳定、结构件生产制造工艺方法不稳定等，最后得到的疲劳寿命理论计算值与疲劳寿命试验值仍然存在较大的差异，而且，这种分散性较大问题一直无法有效解决。

发明内容

本发明的目的是：本发明实施例提供一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，以解决现有裂纹形成寿命分散系数的计算方式，由于结构件采用的材料性能不稳定、结构件生产制造工艺方法不稳定等因素，而导致得到的疲劳寿命理论计算值与疲劳寿命试验值存在较大的差异的问题。

本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，包括：

步骤1，建立裂纹扩展方向上的坐标标识线；

步骤2，确定断口分析测量点的位置，包括：采用电镜扫描仪器，对断口进行电镜扫描分析，将能清晰获取到疲劳条带的点确定为断口分析测量点；

步骤3，依次计算每个断口分析测量点所处位置的裂纹扩展速率f_i，i＝1,，,K；

步骤4，计算裂纹扩展寿命试验值N'为：

其中，所述A_i为断口分析测量点i的代表距离；

步骤5，计算裂纹形成寿命试验值N₁,N₁＝N-N'；N为不含初始裂纹的疲劳损伤容限试验件从疲劳试验开始到最终断裂时所有总的循环次数。

步骤6，计算裂纹形成寿命理论值N₂，运用疲劳分析方法计算裂纹形成寿命理论值N₂；

步骤7，计算裂纹形成寿命分散系数f，

即可以确定飞机结构裂纹形成寿命分散系数。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，

A_i为第i-1个断口分析测量点与第i个断口分析测量点之间的中点到第i个断口分析测量点与第i+1个断口分析测量点的之间的中点之间的距离；其中，A₁为第1个断口分析测量点与第2个断口分析测量点之间距离的一半，A_k为第k-1个断口分析测量点与第k个断口分析测量点之间距离的一半。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤1包括：

在断裂结构中选取并截取含全裂纹面的断口，对断口进行保护；

在所选取的断口背面建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，

所述建立坐标标识线的方式为：以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤2中确定出的断口分析测量点的位置，包括：

沿步骤1确定的裂纹扩展方向上的坐标标识线，确定出K个断口分析测量点，i为断口分析测量点序号，i＝1，…，K；

其中，第1个断口分析测量点用于表示裂纹扩展初期最先能看清楚疲劳条带的点，第K个断口分析测量点用于表示裂纹扩展后期最后能看清楚疲劳条带的点。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤3包括：

对于每个断口分析测量点i，在所述断口分析测量点i所处位置附近共选取M条疲劳条带，计算所述断口分析测量点i所处位置的裂纹扩展速率f_i为：

其中，所述L_i为断口分析测量点i所处位置附近M条疲劳条带的距离。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤4中，

对第1个断口分析测量点，所述L₁从第1个断口分析测量点后面连续选取M条疲劳条带之间的距离；

对第K个断口分析测量点，所述L_K从第K个断口分析测量点前面连续选取M条疲劳条带之间的距离。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤4中，

对于除第1个和第K个断口分析测量点以外的其它断口分析测量点，所述L_i为断口分析测量点所处位置附近的M条疲劳条带中第1条疲劳条带与第M条疲劳条带之间的距离；

所述L₁，L_K和L_i为多次测量的平均距离。

本发明的优点是：

本发明实施例针对飞机结构裂纹形成寿命分散性大、裂纹形成寿命分散系数不易确定的问题，提出了一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法。本发明实施例提供的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法是在基于对飞机结构疲劳损伤容限试验件端口进行电镜分析的基础上，通过分段积分法计算得到试验件裂纹扩展寿命试验值，进而获得试验件裂纹形成寿命试验值，然后运用疲劳寿命计算方法计算得到试验件裂纹形成寿命理论值。最后通过试验件裂纹形成寿命理论值与试验件裂纹形成寿命试验值比较，即可确定出飞机结构裂纹形成寿命分散系数。本发明技术方案中采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本发明可用于确定飞机结构裂纹形成寿命分散系数，也可用于通过断口分析进而确定试验件裂纹扩展寿命试验值。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法的流程图；

图2本发明实施例中一种坐标标识线的示意图；

图3为本发明实施例中一种断口分析测量点的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

本发明实施例提供的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，是在基于对飞机结构疲劳损伤容限试验件试验后的端口进行电镜分析的基础上，通过分段积分法计算得到试验件裂纹扩展寿命试验值，进而获得试验件裂纹形成寿命试验值，然后运用疲劳寿命计算方法计算得到试验件裂纹形成寿命理论值，最后通过试验件裂纹形成寿命理论值与试验件裂纹形成寿命试验值比较，从而确定出飞机结构裂纹形成寿命分散系数理论值。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。下面结合附图对本发明做进一步详细说明，请参阅图1至图3。

图1为本发明实施例提供的一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法的流程图。如图1所示，本发明实施例提供的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，包括如下步骤：

步骤一、建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。该步骤的具体实施方式为：

在断裂结构中选取并截取含全裂纹面的断口，保护好断口，在所选取的断口背面建立裂纹扩展方向上的坐标标识线；具体建立坐标标识线的方式为：以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。如图2所示，本发明实施例中一种坐标标识线的示意图。

步骤二、确定断口分析测量点的位置。该步骤的具体实施方式为：

采用电镜扫描仪器，对断口进行电镜扫描分析，将能清晰获取到疲劳条带的点定义为断口分析测量点，沿步骤一确定的裂纹扩展方向上的坐标标识线，确定出K个断口分析测量点，i为断口分析测量点序号，i为断口分析测量点序号，i＝1，…，K。其中，第1个断口分析测量点应能代表裂纹扩展初期最先能看清楚疲劳条带的点，第K个断口分析测量点应能代表裂纹扩展后期最后能看清楚疲劳条带的点。

如图3所示，为本发明实施例中一种断口分析测量点的示意图。图3中的1为裂纹扩展方向上的坐标标识线，2为疲劳条带，3为第i-1个断口分析测量点，4为第i个断口分析测量点，5为第i+1个断口分析测量点，6为第i-1个断口分析测量点与第i个断口分析测量点之间的中点，7为第i个断口分析测量点与第i+1个断口分析测量点的之间的中点，8为第i-1个断口分析测量点与第i个断口分析测量点之间的中点到第i个断口分析测量点与第i+1个断口分析测量点的之间的中点之间的距离。

步骤三、计算断口分析测量点i位置的裂纹扩展速率f_i。该步骤的具体实施方式为：

依次计算断口分析测量点i位置的裂纹扩展速率f_i，i＝1,，,K。在某断口分析测量点i位置前后共选取M条疲劳条带，计算断口分析测量点i位置的裂纹扩展速率f_i为：

其中，L_i为断口分析测量点i所处位置对应的M条疲劳条带中第1条疲劳条带与第M条疲劳条带之间的平均距离。

需要说明的是，本发明实施例在确定L₁时，只能从断口分析测量点1后面连续选取M条疲劳条带；确定L_K时，只能从断口分析测量点K前面连续选取M条疲劳条带；对于除第1个和第K个断口分析测量点以外的其它断口分析测量点，该L_i为断口分析测量点所处位置附近的M条疲劳条带中第1条疲劳条带与第M条疲劳条带之间的距离；实际应用中，L₁，L_K和L_i为多次测量的平均距离。

步骤四、计算裂纹扩展寿命试验值N'为：

其中，A_i为断口分析测量点i的代表距离。

实际应用中，A_i为第i-1个断口分析测量点与第i个断口分析测量点之间的中点到第i个断口分析测量点与第i+1个断口分析测量点的之间的中点之间的距离；其中，A₁为第1个断口分析测量点与第2个断口分析测量点之间距离的一半，A_k为第k-1个断口分析测量点与第k个断口分析测量点之间距离的一半。

步骤五、计算裂纹形成寿命试验值N₁为：

N₁＝N-N'。N为不含初始裂纹的疲劳损伤容限试验件从疲劳试验开始到最终断裂时所有总的循环次数。

步骤六、计算裂纹形成寿命理论值N₂，运用疲劳分析方法计算裂纹形成寿命理论值N₂。

步骤七、计算裂纹形成寿命分散系数f为：

即可以确定出飞机结构裂纹形成寿命分散系数。

本发明实施例针对飞机结构裂纹形成寿命分散性大、裂纹形成寿命分散系数不易确定的问题，提出了一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法。本发明实施例提供的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法是在基于对飞机结构疲劳损伤容限试验件端口进行电镜分析的基础上，通过分段积分法计算得到试验件裂纹扩展寿命试验值，进而获得试验件裂纹形成寿命试验值，然后运用疲劳寿命计算方法计算得到试验件裂纹形成寿命理论值。最后通过试验件裂纹形成寿命理论值与试验件裂纹形成寿命试验值比较，即可确定出飞机结构裂纹形成寿命分散系数。本发明技术方案中采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本发明可用于确定飞机结构裂纹形成寿命分散系数，也可用于通过断口分析进而确定试验件裂纹扩展寿命试验值。

具体实施例

下面以某一具体实施例对本发明实施例提供的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法的具体实施方式做进一步详细说明。

该具体实施例提供一种基于试验的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，具体实施方式如下：

已知：某疲劳损伤容限试验件，结构不含初始裂纹，试验从疲劳试验开始持续到最终断裂，记录总的循环次数N＝87500。

该具体实施例提供的基于试验的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，包括如下步骤：

步骤一、建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。在断裂结构中选取并截取含全裂纹面的断口，保护好断口，，在所选取的断口背面，以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线，如图2所示坐标标识线。

步骤二、确定断口分析测量点的位置。采用电镜扫描仪器，对断口进行电镜扫描分析，将能清晰获取到疲劳条带的点定义为断口分析测量点，沿步骤一确定的裂纹扩展方向上的坐标标识线上，确定出K个断口分析测量点，i为断口分析测量点序号，i为断口分析测量点序号，i＝1，…，K。其中，第1个断口分析测量点应能代表裂纹扩展初期最先能看清楚疲劳条带的点，第K个断口分析测量点应能代表裂纹扩展后期最后能看清楚疲劳条带的点。取K＝28。

步骤三、计算断口分析测量点i位置的裂纹扩展速率f_i。依次计算断口分析测量点i位置的裂纹扩展速率f_i，i＝1,，,K。在某断口分析测量点i位置前后共选取M条疲劳条带，计算断口分析测量点i位置的裂纹扩展速率f_i为：

L_i为断口分析测量点i位置对应的M条疲劳条带中第1条疲劳条带与第M条疲劳条带之间的平均距离。其中，确定L₁时，只能从断口分析测量点1后面连续选取M条疲劳条带；确定L_K时，只能从断口分析测量点K前面连续选取M条疲劳条带；对于除第1个和第K个断口分析测量点以外的其它断口分析测量点，该L_i为断口分析测量点所处位置附近的M条疲劳条带中第1条疲劳条带与第M条疲劳条带之间的距离。该具体实施例中，取M＝11。

计算值见下表1。

表1

步骤四、计算裂纹扩展寿命试验值N'为：

其中，A_i为断口分析测量点i的代表距离；

具体的，A_i为第i-1个断口分析测量点与第i个断口分析测量点之间的中点到第i个断口分析测量点与第i+1个断口分析测量点的之间的中点之间的距离。其中，A₁为第1个断口分析测量点与第2个断口分析测量点之间距离的一半，A_k为第k-1个断口分析测量点与第k个断口分析测量点之间距离的一半。主要数据见上表，经计算，N'＝60112。

步骤五、计算裂纹形成寿命试验值N₁为：

N₁＝N-N'。N为不含初始裂纹的疲劳损伤容限试验件从疲劳试验开始到最终断裂时所有总的循环次数。经计算，N₁＝87500-60112＝27388。

步骤六、计算裂纹形成寿命理论值N₂，运用疲劳分析方法计算裂纹形成寿命理论值N。经计算，N₂＝102301。

步骤七、计算裂纹形成寿命分散系数f为：

即可以确定出飞机结构裂纹形成寿命分散系数。

本发明提到的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，也可用于通过断口分析确定试验件裂纹扩展寿命试验值。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，包括：

步骤1，建立裂纹扩展方向上的坐标标识线；

步骤2，确定断口分析测量点的位置，包括：采用电镜扫描仪器，对断口进行电镜扫描分析，将能清晰获取到疲劳条带的点确定为断口分析测量点；

步骤3，依次计算每个断口分析测量点所处位置的裂纹扩展速率f_i，i＝1,，,K；

步骤4，计算裂纹扩展寿命试验值N'为：

其中，所述A_i为断口分析测量点i的代表距离；

步骤5，计算裂纹形成寿命试验值N₁,N₁＝N-N'；N为不含初始裂纹的疲劳损伤容限试验件从疲劳试验开始到最终断裂时所有总的循环次数；

步骤6，计算裂纹形成寿命理论值N₂，运用疲劳分析方法计算裂纹形成寿命理论值N₂；

步骤7，计算裂纹形成寿命分散系数f，

即可以确定飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数。

2.根据权利要求1所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，

A_i为第i-1个断口分析测量点与第i个断口分析测量点之间的中点到第i个断口分析测量点与第i+1个断口分析测量点的之间的中点之间的距离；其中，A₁为第1个断口分析测量点与第2个断口分析测量点之间距离的一半，A_k为第k-1个断口分析测量点与第k个断口分析测量点之间距离的一半。

3.根据权利要求2所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤1包括：

在断裂结构中选取并截取含全裂纹面的断口，对断口进行保护；

在所选取的断口背面建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。

4.根据权利要求3所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，

所述建立坐标标识线的方式为：以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线。

5.根据权利要求4所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤2中确定出的断口分析测量点的位置，包括：

沿步骤1确定的裂纹扩展方向上的坐标标识线，确定出K个断口分析测量点，i为断口分析测量点序号，i＝1，…，K；

其中，第1个断口分析测量点用于表示裂纹扩展初期最先能看清楚疲劳条带的点，第K个断口分析测量点用于表示裂纹扩展后期最后能看清楚疲劳条带的点。

6.根据权利要求5所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤3包括：

对于每个断口分析测量点i，在所述断口分析测量点i所处位置附近共选取M条疲劳条带，计算所述断口分析测量点i所处位置的裂纹扩展速率f_i为：

其中，所述L_i为断口分析测量点i所处位置附近M条疲劳条带的距离。

7.根据权利要求6所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤4中，

对第1个断口分析测量点，所述L₁从第1个断口分析测量点后面连续选取M条疲劳条带之间的距离；

对第K个断口分析测量点，所述L_K从第K个断口分析测量点前面连续选取M条疲劳条带之间的距离。

8.根据权利要求7所述的飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤4中，

对于除第1个和第K个断口分析测量点以外的其它断口分析测量点，所述L_i为断口分析测量点所处位置附近的M条疲劳条带中第1条疲劳条带与第M条疲劳条带之间的距离；

所述L₁，L_K和L_i为多次测量的平均距离。

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