CN112699483A - 一种基于损伤当量折算的飞机结构dfr分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机结构分析技术领域，公开了一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法。将腐蚀对结构的损伤当量为疲劳损伤，实现不同类型损伤的直接累积，突破了现有腐蚀条件下DFR方法只能在某一时刻进行分析的局限，实现了腐蚀条件下飞机结构全寿命周期“实时”DFR分析，并同步给出疲劳寿命裕度和日历寿命裕度，方便工程应用。

Description

一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法
技术领域
本发明属于飞机结构分析技术领域，尤其涉及一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法。
背景技术
现有腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法，主要是通过建立结构DFR值随腐蚀时间的变化曲线，然后按照一般条件下DFR分析流程进行腐蚀条件下飞机结构DFR分析，其本质是针对某一时刻，在预期使用载荷谱下，检验其设计疲劳寿命是否满足目标寿命指标要求。但由于腐蚀过程是一个与日历时间强相关的物理量，腐蚀损伤的发展和累积会随着时间会不断变化，用“某一时刻”去计算评估腐蚀条件下的疲劳寿命是否满足目标寿命要求，显然与实际情况存在差异。同时，由于飞机在使用期间，其疲劳寿命会随着使用时间的增长而不断耗减，不同时刻对应的目标疲劳寿命也不相同，现有方法虽然建立了结构DFR随腐蚀时间的变化关系，并将腐蚀对结构疲劳寿命的影响均由结构DFR值的变化来表征，但其DFR分析本质仍然是基于全寿命指标来进行，但实际上由于使用过程中的疲劳寿命消耗，不同时刻其目标寿命是不同的，仍按全寿命指标来进行分析，分析结果太过保守。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，实现了腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法疲劳寿命裕度与日历寿命裕度同步给出，弥补了现有腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法的不足，方便工程应用。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。
一种基于损伤当量折算的腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法，所述方法包括：
S1，获取目标寿命-飞行次数：
S2，获取疲劳可靠性系数FRF，所述疲劳可靠性系数FRF为疲劳分析目标寿命的放大系数，每个结构部件对应一个固定值；
S3，确定地-空-地应力循环，地-空-地应力循环为每次飞行中最大的应力变程所构成的应力循环，根据地-空-地应力循环确定应力比；
S4，计算地-空-地损伤比，地-空-地损伤比是地-空-地应力循环产生的疲劳损伤占总损伤的比例；总损伤为全部载荷谱的损伤之和；
S5，计算腐蚀条件下的当量地-空-地循环数，当量地-空-地循环数表示全部使用载荷造成的总损伤折算为地-空-地应力循环的次数；
S6，确定被检查细节的DFR；
S7，确定腐蚀条件下的地-空-地循环许用应力，地-空-地循环许用应力是指结构细节部位在实际使用的当量地-空-地循环数及其应力比的情况下所允许的最大应力；
S8，计算腐蚀条件下的寿命裕度；
S9，计算要求的结构细节疲劳额定值[DFR]；结构细节疲劳额定值[DFR]是结构刚好满足给定应力谱、给定目标寿命的细节疲劳额定值；给定目标寿命是指疲劳裕度等于0；
S102，计算可靠性寿命。
本发明技术方案的特点和进一步的改进为：
1)在S1之前，所述方法具有如下假设：
(a)飞机结构的腐蚀疲劳和常规疲劳引起的损伤是相互独立的且符合线性累积损伤原理；
(b)在飞机结构的整个使用寿命期内，地面停放时间和空中飞行时间采用统一的时间坐标系，并且地面停放腐蚀在整个使用寿命期内是连续的，腐蚀损伤以年为单位进行统计。
2)S3中，根据地-空-地应力循环确定应力比，具体为：应力比＝最低应力/最高应力。
3)S5中，计算腐蚀条件下的当量地-空-地循环数，具体为：
确定腐蚀环境下的当量地-空-地循环次数nDj：
Figure BDA0002869767190000031
4)一般条件下的当量地-空-地循环次数与nD腐蚀环境下的当量地-空-地循环次数nDj具有如下关系：
nD＝nDj/(1-Δd)＝nDj/(2-1/mj)。
5)一般条件下的当量地-空-地循环次数nD的计算过程具体为：
(1)分别以N0和Nj表示结构在相同疲劳载荷谱下无腐蚀和腐蚀j年后结构的疲劳寿命，定义腐蚀影响系数mj为：
Figure BDA0002869767190000032
(2)分别以d0和dj表示未腐蚀时每次飞行结构的疲劳损伤和腐蚀j年后的结构疲劳损伤，则由疲劳损伤d和疲劳寿命N的关系d＝1/N可得：
Figure BDA0002869767190000033
(3)每次飞行仅由腐蚀造成的当量疲劳损伤Δdj为
Figure BDA0002869767190000034
(4)在假设a)的条件下，整个疲劳目标寿命期内由腐蚀造成的当量总疲劳损伤Δd为：
Figure BDA0002869767190000035
根据miner线性累积损伤理论，在腐蚀条件下损伤判据为纯疲劳载荷总损伤达到1-Δd时，结构失效；
(5)在一般条件下DFR分析时，以疲劳载荷总损伤累积为1时作为失效判据，以nD表示一般条件下当量地-空-地循环数，以nDj表示腐蚀j年的当量地-空-地循环数，根据腐蚀损伤和疲劳损伤相互独立的假设，则有：
Figure BDA0002869767190000041
从而可得：
nD＝nDj/(1-Δd)。
6)S7中，确定腐蚀条件下的地-空-地循环许用应力[σmax]，具体为：
Figure BDA0002869767190000042
Figure BDA0002869767190000043
其中，σm0表示材料参数，S表示材料标准S-N曲线的斜率，DFR表示结构疲劳额定值，RGAG表示地－空－地应力比。
7)S8中，计算腐蚀条件下的寿命裕度具体为：
(1)疲劳寿命裕度：
Figure BDA0002869767190000044
(2)日历寿命裕度＝j/T0-1
其中，T0为设计日历寿命指标。
本发明技术方案将腐蚀对结构的损伤当量为疲劳损伤，实现不同类型损伤的直接累积，突破了现有腐蚀条件下DFR方法只能在某一时刻进行分析的局限，实现了腐蚀条件下飞机结构全寿命周期“实时”DFR分析，并同步给出疲劳寿命裕度和日历寿命裕度，方便工程应用。
具体实施方式
本发明提供了一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR方法，将腐蚀造成的损伤当量成疲劳损伤，并根据飞机疲劳寿命指标和日历寿命指标，重新建立新的失效判据，按照一般环境下DFR分析流程进行分析。
根据相关研究成果，在工程可接受范围内，作出如下假设：
a)飞机结构的腐蚀疲劳和常规疲劳引起的损伤是相互独立的且符合线性累积损伤原理，即地面停放中的腐蚀损伤和飞行使用的疲劳损伤相互独立，它们不存在相互耦合作用；
b)在飞机结构的整个使用寿命期内，采用地面停放时间和空中飞行时间统一的时间坐标系，并且地面停放腐蚀在整个使用寿命期内是连续的，腐蚀损伤以年为单位进行统计。
在上述假设条件下，建立飞机结构腐蚀条件下DFR分析方法与流程如下：
分别以N0和Nj表示结构在相同疲劳载荷谱下无腐蚀和腐蚀j年后结构的疲劳寿命，定义腐蚀影响系数mj为：
Figure BDA0002869767190000051
分别以d0和dj表示未腐蚀时每次飞行结构的疲劳损伤和腐蚀j年后的结构疲劳损伤，则由疲劳损伤d和疲劳寿命N的关系d＝1/N可得：
Figure BDA0002869767190000052
每次飞行仅由腐蚀造成的当量疲劳损伤Δdj为
Figure BDA0002869767190000053
在假设a)的条件下，整个疲劳目标寿命期内由腐蚀造成的当量总疲劳损伤Δd为：
Figure BDA0002869767190000054
根据miner线性累积损伤理论，在腐蚀条件下损伤判据为纯疲劳载荷总损伤达到1-Δd时，结构失效。
由于在一般条件下DFR分析时，以疲劳载荷总损伤累积为1时作为失效判据，以nD表示一般条件下当量地-空-地循环数，以nDj表示腐蚀j年的当量地-空-地循环数，根据腐蚀损伤和疲劳损伤相互独立的假设，则有：
Figure BDA0002869767190000055
从而可得：
nD＝nDj/(1-Δd) (6)
这样，进行腐蚀条件下进行飞机结构的疲劳分析时，只需确定腐蚀影响系数mj，即可按照一般环境下DFR分析流程对其进行疲劳分析。
由于腐蚀条件下的DFR法分析的基础是一般条件下的DFR法，因此，它同样遵循一般环境下DFR分析方法的使用条件限制，即：
a)特征寿命在104～106循环数之间的常幅试验数据；
b)当循环数低于5000或最大应力超过50％极限拉伸强度时无效；
c)任何负的平均剪切应力假设为正值；
d)对于耳片这样的危险净截面细节，任何负的应力均假设为零。
基于上述条件，用腐蚀条件下的DFR法进行疲劳分析的基本步骤为：
a)确定目标寿命—飞行次数：按照飞机设计目标寿命指标，确定目标寿命飞行次数；
b)确定疲劳可靠性系数FRF：它是疲劳分析目标寿命的一个放大系数，对每个主要结构部件是一个单一的固定值，是飞机结构效率和成本竞争力两个方面权衡的结果，考虑了结构不同部位可能出现裂纹的频数及后果；
c)确定地－空－地应力循环：即为每次飞行中最大的应力变程所构成的应力循环，可根据使用载荷情况给出相应的疲劳应力剖面图，选取剖面图中最低应力和最高应力构成地－空－地循环，应力比＝最低应力/最高应力；
d)计算地－空－地损伤比：它是地－空－地应力循环产生的疲劳损伤占总损伤(全部载荷谱的损伤之和)的比例，各种循环引起的损伤按照“疲劳损伤表”确定；
e)计算当量地－空－地循环数：当量地－空－地循环数代表全部使用载荷(情况)造成的总损伤折算为地－空－地应力循环的次数。
1)确定腐蚀环境下的当量地-空-地循环次数nDj：
Figure BDA0002869767190000061
2)确定一般条件下的当量地-空-地循环次数nD：
nD＝nDj/(1-Δd)＝nDj/(2-1/mj)
f)确定被检查细节的DFR
g)确定地－空－地循环许用应力：地－空－地许用应力是指具体结构细节(DFR已定)部位在实际使用的当量地－空－地循环数及其应力比的情况下，所允许的最大应力：
Figure BDA0002869767190000071
Figure BDA0002869767190000072
σm0表示材料参数，S表示材料标准S-N曲线的斜率，DFR表示结构疲劳额定值，RGAG表示地－空－地应力比。
h)计算寿命裕度。
1)疲劳寿命裕度：疲劳裕度为负，意指必须减小使用应力，同时(或者)通过改进细节设计，增加其细节DFR值。要使在给定使用应力下满足设计目标寿命，改进设计的指标是使要求的DFR所对应的疲劳裕度等于或大于零；
Figure BDA0002869767190000073
2)日历寿命裕度：
日历寿命裕度＝j/T0-1
其中，T0为设计日历寿命指标。
i)计算要求的结构细节疲劳额定值[DFR]。[DFR]是结构刚好满足给定应力谱、给定目标寿命(疲劳裕度等于0)的细节疲劳额定值；
j)计算可靠性寿命(疲劳寿命)；
k)完成疲劳检查表。
以上除第e)和h)步外均与一般环境下的DFR方法相同。
本方法将腐蚀对结构的损伤当量为疲劳损伤，实现不同类型损伤的直接累积，突破了现有腐蚀条件下DFR方法只能在某一时刻进行分析的局限，实现了腐蚀条件下飞机结构全寿命周期“实时”DFR分析，并同步给出疲劳寿命裕度和日历寿命裕度，方便工程应用。
假如某飞机在某腐蚀环境下的实测m(j)拟合公式为：
m(j)＝1-0.023074*j^0.844885
利用该m(j)拟合曲线，对民机结构耐久性与损伤容限设计手册(上册)疲劳设计与分析P357页7.7.2节例题进行考虑腐蚀环境影响后的DFR分析，按照本申请技术方案的分析流程，分析结果见表1所示：
表1疲劳检查表
Figure BDA0002869767190000081
Figure BDA0002869767190000091
通过上表分析结果可以得到如下结论：
1)当日历寿命裕度为0时，疲劳寿命裕度为0.18；
2)当疲劳寿命裕度为0时，日历寿命裕度为0.7，即实际日历寿命为34年。
本发明技术方案将腐蚀对结构的损伤当量为疲劳损伤，实现不同类型损伤的直接累积，突破了现有腐蚀条件下DFR方法只能在某一时刻进行分析的局限，实现了腐蚀条件下飞机结构全寿命周期“实时”DFR分析，并同步给出疲劳寿命裕度和日历寿命裕度，方便工程应用。

Claims (8)

1.一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，所述方法包括：
S1，获取目标寿命-飞行次数：
S2，获取疲劳可靠性系数FRF，所述疲劳可靠性系数FRF为疲劳分析目标寿命的放大系数，每个结构部件对应一个固定值；
S3，确定地-空-地应力循环，地-空-地应力循环为每次飞行中最大的应力变程所构成的应力循环，根据地-空-地应力循环确定应力比；
S4，计算地-空-地损伤比，地-空-地损伤比是地-空-地应力循环产生的疲劳损伤占总损伤的比例；总损伤为全部载荷谱的损伤之和；
S5，计算腐蚀条件下的当量地-空-地循环数，当量地-空-地循环数表示全部使用载荷造成的总损伤折算为地-空-地应力循环的次数；
S6，确定被检查细节的DFR；
S7，确定腐蚀条件下的地-空-地循环许用应力，地-空-地循环许用应力是指结构细节部位在实际使用的当量地-空-地循环数及其应力比的情况下所允许的最大应力；
S8，计算腐蚀条件下的寿命裕度；
S9，计算要求的结构细节疲劳额定值[DFR]；结构细节疲劳额定值[DFR]是结构刚好满足给定应力谱、给定目标寿命的细节疲劳额定值；给定目标寿命是指疲劳裕度等于0；
S102，计算可靠性寿命。
2.根据权利要求1所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，在S1之前，所述方法具有如下假设：
(a)飞机结构的腐蚀疲劳和常规疲劳引起的损伤是相互独立的且符合线性累积损伤原理；
(b)在飞机结构的整个使用寿命期内，地面停放时间和空中飞行时间采用统一的时间坐标系，并且地面停放腐蚀在整个使用寿命期内是连续的，腐蚀损伤以年为单位进行统计。
3.根据权利要求1所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，S3中，根据地-空-地应力循环确定应力比，具体为：应力比＝最低应力/最高应力。
4.根据权利要求2所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，S5中，计算腐蚀条件下的当量地-空-地循环数，具体为：
(1)确定腐蚀环境下的当量地-空-地循环次数nDj：
Figure FDA0002869767180000021
5.根据权利要求4所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，一般条件下的当量地-空-地循环次数与nD腐蚀环境下的当量地-空-地循环次数nDj具有如下关系：
nD＝nDj/(1-Δd)＝nDj/(2-1/mj)。
6.根据权利要求5所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，一般条件下的当量地-空-地循环次数nD的计算过程具体为：
(1)分别以N0和Nj表示结构在相同疲劳载荷谱下无腐蚀和腐蚀j年后结构的疲劳寿命，定义腐蚀影响系数mj为：
Figure FDA0002869767180000022
(2)分别以d0和dj表示未腐蚀时每次飞行结构的疲劳损伤和腐蚀j年后的结构疲劳损伤，则由疲劳损伤d和疲劳寿命N的关系d＝1/N可得：
Figure FDA0002869767180000023
(3)每次飞行仅由腐蚀造成的当量疲劳损伤Δdj为
Figure FDA0002869767180000031
(4)在假设a)的条件下，整个疲劳目标寿命期内由腐蚀造成的当量总疲劳损伤Δd为：
Figure FDA0002869767180000032
根据miner线性累积损伤理论，在腐蚀条件下损伤判据为纯疲劳载荷总损伤达到1-Δd时，结构失效；
(5)在一般条件下DFR分析时，以疲劳载荷总损伤累积为1时作为失效判据，以nD表示一般条件下当量地-空-地循环数，以nDj表示腐蚀j年的当量地-空-地循环数，根据腐蚀损伤和疲劳损伤相互独立的假设，则有：
Figure FDA0002869767180000033
从而可得：
nD＝nDj/(1-Δd)。
7.根据权利要求5所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，S7中，确定腐蚀条件下的地-空-地循环许用应力[σmax]，具体为：
Figure FDA0002869767180000034
Figure FDA0002869767180000035
其中，σm0表示材料参数，S表示材料标准S-N曲线的斜率，DFR表示结构疲劳额定值，RGAG表示地－空－地应力比。
8.根据权利要求5所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，S8中，计算腐蚀条件下的寿命裕度具体为：
(1)疲劳寿命裕度：
Figure FDA0002869767180000036
(2)日历寿命裕度＝j/T0-1
其中，T0为设计日历寿命指标。
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