CN115859466A - 一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法 - Google Patents

Abstract

本方法发明属于航空科学技术领域，涉及一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法，包括步骤一：对试验件进行缺陷和损伤的预制；步骤二：进行有限元仿真分析；步骤三：疲劳分析；步骤四：进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验，该方法充分考虑结构在制造、使用过程中的缺陷和损伤后进行充分验证，同时为结构的使用寿命、检查间隔、检查要求等的确定提供依据。

Description

一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法

技术领域

本方法发明属于航空科学技术领域，涉及一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法。

背景技术

随着航空科学技术的发展，航空器结构设计经历了静强度设计-刚度设计-安全寿命设计-破损安全设计等阶段，发展至现阶段的缺陷容限设计阶段，所有这些都是为了满足越来越高的安全性、可靠性和经济性的要求，尤其民用飞机，既要求高安全性，又要有良好的经济性。国外对于金属结构的缺陷容陷验证，需要考虑金属结构在制造、使用等全寿命周期可能产生的缺陷和损伤进行验证，我国航空企业虽然开展了大量的缺陷容限设计研究工作，但对于金属结构的缺陷容限设计验证，仍然处于不考虑缺陷、损伤，不对试验件预制缺陷，而进行疲劳容限验证的方式。由于金属结构在制造、使用过程中不可避免地会出现制造缺陷，在使用维护过程中不可避免地会出现损伤，因此，传统的不考虑缺陷和损伤的疲劳评定方法，其验证是不充分的。

2017年，中国民航对CCAR29部进行了修订，对于金属结构的疲劳容限(疲劳缺陷容限)评定提出更加明确的要求：“考虑疲劳、环境影响、内在和离散的缺陷、或在制造使用中可能产生的意外损伤，包括确定可能的位置、类型、损伤的大小”以及“要求确定剩余强度，以验证疲劳容限评定所确定的最大损伤大小。根据损伤扩展确定检查间隔，损伤扩展后，剩余强度评定必须表明剩余结构能够承受设计限制载荷而不失效”。

发明内容

本发明的目的：提供一种基于适航审定的金属结构的缺陷容限设计的验证方法，该方法充分考虑结构在制造、使用过程中的缺陷和损伤后进行充分验证，同时为结构的使用寿命、检查间隔、检查要求等的确定提供依据。

本发明的技术方案：

一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法，包括以下步骤：

步骤一：对试验件进行缺陷和损伤的预制；

步骤二：进行有限元仿真分析；

步骤三：疲劳分析；

步骤四：进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验。

进一步，步骤一，通过对制造工艺以及检验能力情况的分析，总结制造缺陷的尺寸类型，以及在使用制造过程中可能出现的腐蚀及其它的离散损伤，在试验件制造过程中，预制相应的刮痕、冲击和腐蚀缺陷，试验前记录预制缺陷的位置、大小。

进一步，步骤二是对金属材料结构进行精确的有限元仿真分析，计算分析金属材料结构的承载，具体包含以下子步骤：

2.1、通过有限元计算结果，对尚未进行缺陷预制和冲击损伤的金属结构件进行应力分析，定义出满足静强度设计要求的机身结构尺寸；

2.2、在其它已经进行应力分析及试验验证的金属结构件上进行建模分析，并与步骤2.1试验结果对比，修正建模细节；

2.3、对带缺陷的元组件级的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析，得到分析结果，后进行试验，得到试验结果，将分析结果与试验结果进行对比分析，修正带缺陷部位的有限元建模方法，再对带预制缺陷和冲击损伤的金属材料结构件按二次修正的建模方法进行应力计算分析。

进一步，步骤2.1～2.3通过MSC.Nastran执行。

进一步，步骤三，进行疲劳分析，初步计算金属材料结构的疲劳寿命和初步的检查间隔，疲劳分析的步骤如下：

3.1选取飞行使用的严重载荷状态为疲劳载荷的严重状态；

3.2进行金属材料结构的有限元计算分析；

3.3按有限元计算分析结果的高应力区确定疲劳危险部位；

3.4确定各疲劳危险部位的疲劳应力谱；

3.5确定高应力区中各高应力点对应材料S-N曲线；

3.6用Miner理论进行疲劳寿命计算，给出金属材料结构的理论计算疲劳寿命和检查间隔。

进一步，步骤3.6中，

由金属材料结构的安全疲劳极限S_∞p，按照金属材料标准S-N曲线公式计算各级交变载荷S_aij对应的疲劳寿命N_ij：

按Miner损伤原理公式计算金属材料结构的累计损伤D_h：

根据损伤计算结果，计算金属材料结构的安全寿命：

式中：A、α—疲劳曲线形状参数；

f_s—载荷系数；

f_di—各飞行状态损伤系数；

S'_mi—载荷谱中第i飞行状态的平均载荷；

S'_aij—载荷谱中第i飞行状态的第j级交变载荷；

S_aij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；

S_b—破坏剖面的静强度极限载荷；

N_ij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命；

S_∞p—安全疲劳极限；

S_m—安全疲劳极限对应的平均载荷；

n_ij—载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，10⁶次/h；

D_h—损伤，1/h；

L_g—安全寿命，h；

P_r—载荷谱累积百分比，％；

n—飞行状态数；

m—各飞行状态损伤载荷级数。

进一步，步骤3.6中的检查间隔，根据步骤2.3对带缺陷的元组件级的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析，得到带缺陷的金属材料结构的S-N曲线，用Miner理论进行带缺陷的金属材料结构疲劳寿命计算，得到检查间隔。

进一步，步骤四：充分考虑航空器的研制特点，对疲劳试验载荷、计算疲劳寿命、使用载荷、设计载荷进行分析，进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验，以给出合理的安全寿命和检查间隔，包含以下子步骤：

8.1、疲劳试验：根据金属材料结构承受载荷的情况，进行金属材料结构的疲劳试验，进行疲劳试验的金属材料结构件，不预制缺陷，进行常规的预计飞行小时的疲劳试验，以确定结构件的安全寿命；

8.2、缺陷容限试验：进行带各种缺陷和损伤的金属材料结构件，进行疲劳试验，按预期的检查间隔对应的循环次数要求进行考核验证，同时在试验过程中观察缺陷的扩展情况；

8.3、进行剩余强度试验，即在进行预期的检查间隔对应的循环次数要求后，进行限制载荷试验，以考核结构的承载能力。

本发明的有益效果：

本发明打破了传统的金属结构疲劳容限验证的传统做法，形成了民用航空器金属结构缺陷容限设计的验证方法，既对结构进行了充分的验证，又进一步提高了民用航空器的飞行安全水平。

本发明也可推广至民用航空器领域外的其它行业的金属结构验证，在提高安全水平上能起到积极意义。

附图说明

图1是中央缺陷件缺陷位置俯视图；

图2是中央件具体缺陷示意图；

图3是中央件冲击缺陷方向示意图；

图4是中央件有限元模型示意图；

图5是中央件应力云图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

要按照民用规章的要求，对金属结构进行疲劳容限评定，如何通过验证，对金属结构给出合理的寿命、检查间隔，其试验验证的关键是：基于制造、使用数据统计的缺陷预制，精确的有限元仿真实验分析，以及合理的试验验证路径。本发明针对“考虑疲劳、环境影响、内在和离散的缺陷、或在制造使用中可能产生的意外损伤，包括确定可能的位置、类型、损伤的大小”以及“要求确定剩余强度，以验证疲劳容限评定所确定的最大损伤大小。根据损伤扩展确定检查间隔，损伤扩展后，剩余强度评定必须表明剩余结构能够承受设计限制载荷而不失效”的要求，结合实际经验，提出了金属结构部件缺陷容限设计的试验验证方法，解决了国内民用航空器金属结构只进行安全寿命验证不考虑缺陷的传统做法，具体步骤如下：

步骤一：对试验件进行缺陷和损伤的预制，包含以下子步骤：

1、缺陷预制：通过对制造工艺以及检验能力情况的分析，总结制造缺陷的尺寸类型，以及在使用制造过程中可能出现的腐蚀及其它的离散损伤，在试验件制造过程中，预制相应的刮痕、冲击和腐蚀缺陷等，试验前记录预制缺陷的位置、大小。在之前金属结构的试验验证，是不进行基于制造使用数据分析结果以及检验能力情况而对试验件进行缺陷预制的，而不对试验件进行缺陷预制，对结构的验证是不充分、不安全的。

步骤二：进行精确的有限元仿真分析，计算分析金属结构的承载，包含以下子步骤：

1、通过MSC.Nastran有限元计算结果对尚未进行缺陷预制和冲击损伤的件进行应力分析，定义出满足静强度设计要求的机身结构尺寸，用这种有限元建模方法在已经进行试验的结构上进行建模分析，并与试验结果对比，修正建模细节；

2、对带缺陷的元组件级的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析后进行试验，并与试验结果进行对比分析，修正带缺陷的部位的有限元建模方法，再对带预制缺陷和冲击损伤材料结构件按二次修正的建模方法进行应力计算分析。

步骤三：疲劳分析：进行疲劳分析，初步计算结构的计算疲劳寿命和初步的检查间隔，疲劳分析的步骤如下：

按飞行使用的严重载荷状态为疲劳载荷的严重状态；

进行全机结构的有限元计算分析；

按有限元计算分析结果的高应力区确定疲劳危险部位；

确定各疲劳危险部位的疲劳应力谱；

确定各高应力点对应材料S-N曲线；

用Mi ner理论进行疲劳寿命计算，给出结构的理论计算疲劳寿命和检查间隔，计算公式：

由构件的安全疲劳极限S_∞p，按照标准S-N曲线公式计算各级交变载荷S_aij对应的疲劳寿命N_ij：

按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤D_h：

根据损伤计算结果，计算结构的安全寿命：

式中：A、α—疲劳曲线形状参数；

f_s—载荷系数(1.0≤f_s≤1.2)；

f_di—各飞行状态损伤系数(1.0≤f_di≤1.2)；

S'_mi—载荷谱中第i飞行状态的平均载荷；

S'_aij—载荷谱中第i飞行状态的第j级交变载荷；

S_aij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；

S_b—破坏剖面的静强度极限载荷；

N_ij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命；

S_∞p—安全疲劳极限；

S_m—安全疲劳极限对应的平均载荷；

n_ij—载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，10⁶次/h；D_h—损伤，1/h；

L_g—安全寿命，h；

P_r—载荷谱累积百分比，％；

n—飞行状态数；

m—各飞行状态损伤载荷级数。

步骤四：充分考虑航空器的研制特点，对疲劳试验载荷、计算疲劳寿命、使用载荷、设计载荷进行分析，进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验，以给出合理的安全寿命和检查间隔，包含以下子步骤：

1、疲劳试验：根据结构承受载荷的情况，进行金属结构的疲劳试验，这1-4件的疲劳试验件，不预制缺陷，进行常规的预计飞行小时的疲劳试验，以确定结构件的安全寿命；

2、缺陷容限试验：进行带各种缺陷和损伤的试验件，进行疲劳试验，按预期的检查间隔对应的循环次数要求进行考核验证，同时在试验过程中观察缺陷的扩展情况；

3、进行剩余强度试验，即在进行预期的检查间隔对应的循环次数要求后，进行限制载荷试验，以考核结构的承载能力。本步骤形成了满足适航规章的金属结构疲劳评定“考虑疲劳、环境影响、内在和离散的缺陷、或在制造使用中可能产生的意外损伤，包括确定可能的位置、类型、损伤的大小”以及“要求确定剩余强度，以验证疲劳容限评定所确定的最大损伤大小。根据损伤扩展确定检查间隔，损伤扩展后，剩余强度评定必须表明剩余结构能够承受设计限制载荷而不失效”的要求，为金属结构的疲劳容限评定以及缺陷容限设计的验证提供了一种方法。

下面结合具体实施例对本发明的技术方案作进一步说明。

实施例1:

步骤一：对应的缺陷和损伤预制：

缺陷和损伤是结构在制造使用过程中不可避免的，因此对试验件进行缺陷和损伤预制进行结构验证，预制的缺陷和损伤应该以制造和使用过程中的统计数据分析为基础，且不低于结构制造过程中建立的缺陷容许标准，并把缺陷设置在试验可以充分加载的区域。以中央件缺陷预制为例，其中图1示出了中央件部分缺陷、缺陷的位置及其编号，在图1中的中央件的1#、3#部位制造刮伤，2#、5#部位制造冲击缺陷，4#部位制造刮伤、冲击缺陷；3#部位的刮伤与1#部位的刮伤位置相同，5#部位的冲击缺陷与#2部位的冲击缺陷位置相同但是相应位置的冲击缺陷类型iⅡ与iⅢ互换，图2、3中，冲击缺陷为上表面的，相应下表面位置也制造冲击缺陷，但相应位置的冲击缺陷类型iⅡ与iⅢ互换。

步骤二和步骤三：

建立中央件有限元建模，如图4所示，并对模型进行应力分析，得到中央件应力分析云图，具体见图5。

步骤四：

进行试验验证，先进行常规件的疲劳试验，获取疲劳特性或疲劳寿命，再进行带缺陷和损伤的疲劳试验，进行预期的检查间隔试验，获取带缺陷的疲劳特性，进行剩余强度验证。根据获得的疲劳特性，结合实际的载荷，对结构进行寿命及检查间隔的分析，通过验证的结构，其在寿命周期和检查间隔内，即使存在已验证过的缺陷和损伤的类型，或缺陷和损伤扩展至已验证过的最大尺寸(门槛值)依然可安全使用，不需维修或换件。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：对试验件进行缺陷和损伤的预制；

步骤二：进行有限元仿真分析；

步骤三：疲劳分析；

步骤四：进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验。

2.根据权利要求1所述的验证方法，其特征在于，步骤一，通过对制造工艺以及检验能力情况的分析，总结制造缺陷的尺寸类型，以及在使用制造过程中可能出现的腐蚀及其它的离散损伤，在试验件制造过程中，预制相应的刮痕、冲击和腐蚀缺陷，试验前记录预制缺陷的位置、大小。

3.根据权利要求1所述的验证方法，其特征在于，步骤二是对金属材料结构进行精确的有限元仿真分析，计算分析金属材料结构的承载，具体包含以下子步骤：

2.1、通过有限元计算结果，对尚未进行缺陷预制和冲击损伤的金属结构件进行应力分析，定义出满足静强度设计要求的机身结构尺寸；

2.2、在其它已经进行应力分析及试验验证的金属结构件上进行建模分析，并与步骤2.1试验结果对比，修正建模细节；

2.3、对带缺陷的元组件级的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析，得到分析结果，后进行试验，得到试验结果，将分析结果与试验结果进行对比分析，修正带缺陷部位的有限元建模方法，再对带预制缺陷和冲击损伤的金属材料结构件按二次修正的建模方法进行应力计算分析。

4.根据权利要求3所述的验证方法，其特征在于，步骤2.1～2.3通过MSC.Nastran执行。

5.根据权利要求1所述的验证方法，其特征在于，步骤三，进行疲劳分析，初步计算金属材料结构的疲劳寿命和初步的检查间隔，疲劳分析的步骤如下：

3.1选取飞行使用的严重载荷状态为疲劳载荷的严重状态；

3.2进行金属材料结构的有限元计算分析；

3.3按有限元计算分析结果的高应力区确定疲劳危险部位；

3.4确定各疲劳危险部位的疲劳应力谱；

3.5确定高应力区中各高应力点对应材料S-N曲线；

3.6用Miner理论进行疲劳寿命计算，给出金属材料结构的理论计算疲劳寿命和检查间隔。

6.根据权利要求5所述的验证方法，其特征在于，步骤3.6中，

由金属材料结构的安全疲劳极限S_∞p，按照金属材料标准S-N曲线公式计算各级交变载荷S_aij对应的疲劳寿命N_ij：

按Miner损伤原理公式计算金属材料结构的累计损伤D_h：

根据损伤计算结果，计算金属材料结构的安全寿命：

式中：A、α—疲劳曲线形状参数；

f_s—载荷系数；

f_di—各飞行状态损伤系数；

S'_mi—载荷谱中第i飞行状态的平均载荷；

S'_aij—载荷谱中第i飞行状态的第j级交变载荷；

S_aij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；

S_b—破坏剖面的静强度极限载荷；

N_ij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命；

S_∞p—安全疲劳极限；

S_m—安全疲劳极限对应的平均载荷；

n_ij—载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，10⁶次/h；

D_h—损伤，1/h；

L_g—安全寿命，h；

P_r—载荷谱累积百分比，％；

n—飞行状态数；

m—各飞行状态损伤载荷级数。

7.根据权利要求6所述的验证方法，其特征在于，步骤3.6中的检查间隔，根据步骤2.3对带缺陷的元组件级的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析，得到带缺陷的金属材料结构的S-N曲线，用Miner理论进行带缺陷的金属材料结构疲劳寿命计算，得到检查间隔。

8.根据权利要求7所述的验证方法，其特征在于，步骤四：充分考虑航空器的研制特点，对疲劳试验载荷、计算疲劳寿命、使用载荷、设计载荷进行分析，进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验，以给出合理的安全寿命和检查间隔，包含以下子步骤：

8.1、疲劳试验：根据金属材料结构承受载荷的情况，进行金属材料结构的疲劳试验，进行疲劳试验的金属材料结构件，不预制缺陷，进行常规的预计飞行小时的疲劳试验，以确定结构件的安全寿命；

8.2、缺陷容限试验：进行带各种缺陷和损伤的金属材料结构件，进行疲劳试验，按预期的检查间隔对应的循环次数要求进行考核验证，同时在试验过程中观察缺陷的扩展情况；

8.3、进行剩余强度试验，即在进行预期的检查间隔对应的循环次数要求后，进行限制载荷试验，以考核结构的承载能力。

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