CN117262237B - 考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，属于飞机结构件疲劳试验技术领域，解决了现有技术中的试验及数据处理方法无法在考虑拧紧力矩分散性的前提下准确、可靠的确定座舱盖骨架的寿命的问题。本发明的方法包括以下步骤：步骤1、获取飞机座舱盖骨架的模拟件；步骤2、根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力实测谱确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱；步骤3、装配锁环、锁钩、模拟件和夹具；步骤4、基于步骤2获得的试验加载所用的试验程序块谱，在多组螺栓拧紧力矩值下对模拟件进行疲劳寿命试验获得模拟件的疲劳分散系数。本发明的方法能够针对座舱盖骨架的外载荷作用进行疲劳测试。

Description

考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法

技术领域

本发明属于飞机结构件疲劳试验技术领域，具体涉及一种考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法。

背景技术

疲劳破坏是飞机承力结构的主要失效形式，对飞机承力构件进行疲劳试验来获得疲劳寿命是持续适航的要求，是保证飞机在服役周期内的结构完整性、确保结构安全的前提。现已有大量关于飞机的疲劳试验研究，如公开号为CN109733641A和CN109178340A的专利申请。

座舱盖骨架是飞机重要的承力构件，在飞机飞行过程中承载着较高水平的面外交变弯矩，需要对其面外弯曲载荷下的疲劳寿命进行分析。然而，现有的飞机结构疲劳分析方法多面向面内拉伸、剪切等载荷形式，未考虑面外弯曲载荷的影响；现行的寿命和损伤容限分析方法也多是基于二维假设的，对于面外载荷的三维情况不适用；现行的三维分析方法，对厚度较薄的情况下偏差也较大，故现有方法无法很好的满足座舱盖骨架的疲劳分析需求。

发明内容

鉴于上述问题，本发明提供了一种考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，解决了现有技术中的试验方法无法准确分析座舱盖骨架的疲劳寿命的问题。

本发明提供了一种考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，包括以下步骤：

步骤1、获取飞机座舱盖骨架的模拟件；

步骤2、根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力、实测谱确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱；

步骤3、装配锁环、锁钩、模拟件和夹具；

步骤4、基于步骤2获得的试验加载所用的试验程序块谱，在多组螺栓拧紧力矩值下对模拟件进行疲劳寿命试验获得模拟件在一定范围的拧紧力矩值下的疲劳分散系数。

优选地，步骤1中获取飞机座舱盖骨架的模拟件的具体步骤为：

步骤11、设计飞机座舱盖骨架的初始模拟件；

步骤12、分别获取实际飞机座舱盖骨架和初始模拟件的危险部位及危险部位应力状态；

步骤13、比较实际飞机座舱盖骨架和初始模拟件的危险部位应力状态，若二者的误差小于误差阈值，则初始模拟件有效，将有效初始模拟件作为飞机座舱盖骨架的模拟件，否则，调整模拟件的尺寸直至二者的误差小于误差阈值。

优选地，飞机座舱盖骨架的模拟件包括中间加载面；中间加载面的中心部位开设锁环安装孔。

优选地，步骤3中装配锁环、锁钩、模拟件和夹具时，通过锁环螺栓将锁环与模拟件固定连接。

优选地，步骤13中调整模拟件的长度和宽度直至二者的误差小于误差阈值。

优选地，步骤2中根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力实测谱块确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱的具体步骤为：

步骤21、根据飞机实际飞行中检测得到的实际飞机座舱盖骨架中不同锁环位置的实测数据获得对应位置的实测谱；

步骤22、从实际飞机座舱盖骨架最大受力的锁环位置的实测谱编制得到最大受力程序块谱；

步骤23、使用最大受力程序块谱乘以折减系数获得模拟件的系数程序块谱，将所获得的系数程序块谱作为模拟件的试验加载所用的试验程序块谱。

优选地，步骤3中装配锁环、锁钩、模拟件和夹具时，使用多组螺栓拧紧力矩值分别拧紧多组模拟件与锁环连接的锁环螺栓。

优选地，步骤4中基于步骤2获得的试验加载所用的试验程序块谱，在多组螺栓拧紧力矩值下，通过开展模拟件疲劳寿命试验，获得模拟件的疲劳分散系数的具体步骤为：

步骤41、在多组螺栓拧紧力矩值下进行疲劳寿命试验，获得对应组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值疲劳寿命；

步骤42、用样本标准差，估计各个模拟件的对数中值疲劳寿命的标准差；

步骤43、通过最小二乘法，对各组螺栓拧紧力矩值和对应组的所有模拟件的对数中值疲劳寿命，进行线性拟合获取拟合式；

步骤44、获取每组模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩值下对数中值疲劳寿命的最大标准差，以及对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限；

步骤45、基于最大标准差、对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限，获得模拟件的疲劳寿命的分布函数；

步骤46、采用数值积分的方法，基于步骤45获得的模拟件疲劳寿命分布函数，获得0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命；基于0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命获得疲劳分散系数。

与现有技术相比，本发明至少具有现如下有益效果：本发明的方法能够针对受外载荷作用的座舱盖骨架进行疲劳测试，同时考虑了装配时拧紧力矩波动引起的疲劳分散，使得测试结果更可靠。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。

图1为本发明的模拟件的主视图；

图2为本发明的模拟件与夹具装配好后在试验机上加载的正视图；

图3为本发明的模拟件与夹具装配好后在试验机上加载的侧视图；

图4为本发明的方法根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力实测块谱确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱的示意图；

图5为本发明的一个实施例中对模拟件进行疲劳寿命试验时无损探伤液检测效果图；

图6为本发明的一个实施例中对模拟件进行疲劳寿命试验时断口观察图；

图7为本发明的一个实施例中对模拟件进行疲劳裂纹扩展试验时的裂纹长度a-循环数N关系图；

图8为本发明的方法流程图。

附图标记：

1.中间加载面；2.两侧连接面；3.模拟件的锁环；4.夹具；5.锁钩。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式，对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。另外，本发明还可以采用其他不同于在此描述的方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

本发明的一个具体实施例，如图1-图8，公开了一种考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，具体公开了以下步骤：

步骤1、获取飞机座舱盖骨架的模拟件；

步骤11、设计飞机座舱盖骨架的初始模拟件；

步骤12、分别获取实际飞机座舱盖骨架和初始模拟件的危险部位及危险部位应力状态；

可选地，使用有限元软件分析实际飞机座舱盖骨架的结构应力分布，从而获取实际飞机座舱盖骨架的危险部位及危险部位的应力状态；有限元软件为ABAQUS或ANSYS等软件。

步骤13、比较实际飞机座舱盖骨架和初始模拟件的危险部位应力状态，若二者的误差小于误差阈值10%，则初始模拟件有效，将有效初始模拟件作为飞机座舱盖骨架的模拟件，否则，调整模拟件的尺寸直至二者的误差小于误差阈值。

可选地，调整模拟件的长度L和宽度W直至二者的误差小于误差阈值。

具体地，参见图1，飞机座舱盖骨架的模拟件为 “U”形，包括中间加载面1和两侧连接面2，长度L：宽度W=300：94。

进一步地，中间加载面与两侧连接面通过圆角过渡；

进一步地，中间加载面1的中心部位开设两个锁环安装孔，用于安装锁环3，两侧连接面2各开设一排螺栓孔，用于连接夹具。

进一步地，模拟件的板材厚度t、锁环安装孔半径r和安装孔距离d与实际飞机座舱盖骨架完全相同，以保证模拟件与飞机座舱盖骨架关键部位的几何相似性。

步骤2、根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力实测谱确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱；

步骤21、根据飞机实际飞行中检测得到的实际飞机座舱盖骨架中不同锁环位置的实测数据获得对应位置的实测块谱；

步骤22、从实际飞机座舱盖骨架最大受力的锁环位置的实测块谱编制得到最大受力程序块谱；

步骤23、使用最大受力程序块谱乘以折减系数获得模拟件的系数程序块谱作为模拟件的试验加载所用的试验程序块谱。

步骤3、装配锁环、锁钩、模拟件和夹具。

夹具4包括左侧板、右侧板、中间板和夹持端，左侧板和右侧板均设置与模拟件对应的一排螺栓孔，通过螺栓分别与模拟件的两侧连接面2连接，中间板连接夹持端。

使用K组螺栓拧紧力矩值分别拧紧多组模拟件与锁环3连接的螺栓，K表示螺栓拧紧力矩值的总组数，拧紧力矩值可以根据航标给定的拧紧力矩范围选取；

锁环3和锁钩5的几何形状和尺寸与实际的锁环3和锁钩5相同；锁环与锁环安装孔通过锁环螺栓连接，锁钩尾端连接用于夹持的夹块。

步骤4、基于步骤2获得的试验加载所用的试验程序块谱，在多组螺栓拧紧力矩值下对模拟件进行疲劳寿命试验获得模拟件的中值疲劳寿命和疲劳分散系数；

步骤41、在多组螺栓拧紧力矩值下进行疲劳寿命试验获得对应组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值疲劳寿命；

具体地，对模拟件加载试验加载所用的试验程序块谱时，夹具固定不动，锁钩5由试验机作动端夹持，锁钩5直接对锁环3施加轴向交变载荷，并通过锁环传递到模拟件中间加载面1上。

进一步地，施加的轴向交变载荷为：对于模拟最大受力情况的模拟件，使用由步骤2获得的最大受力程序块谱加载，对于其他位置的模拟件，使用系数程序块谱加载。

具体地，对第i个模拟件每完成预设数量的谱块数，暂停试验，拆卸该模拟件与锁环的锁环螺栓，用无损探伤液检测该模拟件与锁环安装孔周围是否有裂纹萌生，在一个实施例中，无损探伤液检测效果如图5所示，可以看到裂纹被红色的线条显示出来。在使用无损探伤液检测时，保证模拟件表面没有喷漆等覆盖物，如果有，可用砂纸磨去覆盖物以保证无损探伤液的效果。

当有一条裂纹扩展到长度超出与锁环螺栓的直径时停止试验，获得裂纹谱块数，并以此时的谱块数作为该模拟件的裂纹萌生寿命，在一个实施例中，以3 mm裂纹长作为裂纹萌生的判断标准。为了更精确地判断裂纹萌生的寿命，用显微镜观察断口，可以观察到断口如图6所示，根据谱块加载数和断口上的疲劳条带，获得3 mm裂纹长所对应的寿命。

根据各个模拟件的裂纹萌生寿命获得第k组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值疲劳寿命，表达式为：

其中，表示第k组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值疲劳寿命，k=1,2,…,K；表示第k组螺栓拧紧力矩值下第i个模拟件的试验寿命谱块数，i=1,2,…,I，I表示进行疲劳试验的模拟件的总数。

示例性地，设定3组模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩值，分别为670N·cm，600N·cm和740 N·cm，拧紧力矩值的选取可参考航标中规定的范围，每组螺栓拧紧力矩值下的进行试验的模拟件数目为5件。

步骤42、用样本标准差估计模拟件的对数中值疲劳寿命的标准差，表达式为：

。

其中，表示第k组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值疲劳寿命的标准差；S _k表示样本标准差。

步骤43、通过最小二乘法对第k组螺栓拧紧力矩值T _k和该组的所有模拟件的对数中值疲劳寿命进行线性拟合式，表达式为：

。

其中，表示第k组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值拟合疲劳寿命；T _k表示第k组螺栓拧紧力矩值；/>和/>表示第k组螺栓拧紧力矩值下拟合式的系数。

步骤44、获取多组模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩值下对数中值疲劳寿命的最大标准差，以及对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限；

比较步骤42中步骤各组螺栓拧紧力矩值下的标准差，获取最大标准差/>；

将步骤3中设定的多组螺栓拧紧力矩值的下限值和上限值分别代入步骤43的对数中值疲劳寿命进行线性拟合式，获取对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限/>。

步骤45、基于最大标准差，以及对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限/>获得模拟件的疲劳寿命的分布函数为：

其中，x表示分位数；X表示疲劳寿命；P（•）表示疲劳寿命随机变量X小于分位数x的概率；e表示自然对数的底数。

步骤46、采用数值积分的方法，基于步骤45的模拟件的疲劳寿命的分布函数F(x)，获得0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命；基于0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命获得疲劳分散系数；

获得0.01%分位数的分布函数F(x _0.01)和中值分位数的分布函数F(x ₅₀)，其中，x ₅₀为中值疲劳寿命；

基0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命寿命获得疲劳分散系数L _f，表达式为：

L _f=x ₅₀/x _0.01，

其中，x ₅₀为中值疲劳寿命；x _0.01为0.01%分位数疲劳寿命。

在一个实施例中，得到模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩为670 N·cm时，试验组5件模拟件的试验寿命为9，8，8，9和12个谱块，模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩为600N·cm时试验组5件模拟件的试验寿命为9，8，8，9和12个谱块，模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩为740 N·cm时试验组5件模拟件的试验寿命为10，10，10，10和15个谱块，计算得到各组试验疲劳寿命结果的对数均值分别为ξ ₁= 0.9588，ξ ₂= 0.8859，ξ ₃= 1.0352，对数疲劳寿命标准差分别为σ ₁= 0.07201，σ ₂= 0.08198，σ ₃= 0.07875。对于ξ ₁= 0.9588，ξ ₂= 0.8859，ξ ₃= 1.0352，其所对应的拧紧力矩T = 670 N·cm，600 N·cm，740 N·cm，通过最小二乘法对拧紧力矩T和对数中值疲劳寿命ξ进行线性拟合，得到拟合式，取σ为σ ₁，σ ₂和σ ₃中的最大值0.08198。拧紧力矩的下限为600 N·cm，上限为740 N·cm，则根据线性拟合的关系式，ξ的下限为/>，上限。疲劳寿命X的分布函数为

采用数值积分的方法，计算一组离散的F(x)和x的关系，得到F(4.1936) =0.0001，F(9.1192) = 0.5，即0.01%的分位数x _0.01= 4.1936，中值x ₅₀= 9.1192。中值疲劳寿命为9.1192，99.99%可靠度下的疲劳分散系数L _f=x ₅₀/x _0.01= 2.2。

进一步地，还对模拟件进行疲劳裂纹扩展试验，具体步骤为：

先在锁环安装孔周边加工预设长度的缺口再装配锁环、锁钩、模拟件和夹具，然后每加载若干个谱块，拆卸锁环螺栓，用无损探伤液检测裂纹长度；直到模拟件以断裂、发生大变形或其它不再具备承载能力的形式失效时停止试验；在裂纹扩展试验结束后，用显微镜观察断口，见图7，读取裂纹长度绘制裂纹长度a-块谱数N关系图，裂纹长度以模拟件受载面的受拉一侧裂纹长度为准。

优选地，预设长度为1 mm。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明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。

Claims (7)

1.一种考虑装配分散性的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、获取飞机座舱盖骨架的模拟件；

步骤2、根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力实测谱确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱；

步骤3、装配锁环、锁钩、模拟件和夹具；

步骤4、基于步骤2获得的试验加载所用的试验程序块谱，在多组螺栓拧紧力矩值下对模拟件进行疲劳寿命试验获得试验结果；基于试验结果，获得螺栓拧紧力矩分布范围下模拟件的疲劳分散系数；

步骤41、在多组螺栓拧紧力矩值下进行疲劳寿命试验，获得对应组螺栓拧紧力矩值下模拟件的对数中值疲劳寿命；

步骤42、用样本标准差估计各个模拟件的对数中值疲劳寿命的标准差；

步骤43、通过最小二乘法，对各组螺栓拧紧力矩值和对应组的所有模拟件的对数中值疲劳寿命进行线性拟合，获取拟合式；

步骤44、获取每组模拟件与锁环连接的螺栓拧紧力矩值下对数中值疲劳寿命的最大标准差，以及对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限；

步骤45、基于最大标准差以及对数中值拟合疲劳寿命的上限和下限，获得模拟件的疲劳寿命的分布函数；

步骤46、采用数值积分的方法，基于步骤45的模拟件的疲劳寿命的分布函数，获得0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命；基于0.01%分位数疲劳寿命和中值疲劳寿命获得疲劳分散系数。

2.根据权利要求1所述的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，步骤1中获取飞机座舱盖骨架的模拟件的具体步骤为：

步骤11、设计飞机座舱盖骨架的初始模拟件；

步骤12、分别获取实际飞机座舱盖骨架和初始模拟件的危险部位及危险部位应力状态；

步骤13、比较实际飞机座舱盖骨架和初始模拟件的危险部位应力状态，若二者的误差小于误差阈值，则初始模拟件有效，将有效初始模拟件作为飞机座舱盖骨架的模拟件，否则，调整模拟件的尺寸直至二者的误差小于误差阈值。

3.根据权利要求1所述的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，飞机座舱盖骨架的模拟件包括中间加载面；中间加载面的中心部位开设锁环安装孔。

4.根据权利要求1-3任一项所述的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，步骤3中装配锁环、锁钩、模拟件和夹具时，通过锁环螺栓将锁环与模拟件固定连接。

5.根据权利要求2所述的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，步骤13中调整模拟件的长度和宽度直至二者的误差小于误差阈值。

6.根据权利要求4所述的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，步骤2中根据实际飞机座舱盖骨架的最大受力实测谱块确定模拟件的试验加载所用的试验程序块谱的具体步骤为：

步骤21、根据飞机实际飞行中检测得到的实际飞机座舱盖骨架中不同锁环位置的实测数据获得对应位置的实测谱；

步骤22、从实际飞机座舱盖骨架最大受力的锁环位置的实测谱编制得到最大受力程序块谱；

步骤23、使用最大受力程序块谱直接和乘以折减系数获得模拟件的系数程序块谱，将所获得的系数程序块谱作为模拟件的试验加载所用的试验程序块谱。

7.根据权利要求4所述的飞机座舱盖骨架模拟件疲劳试验方法，其特征在于，步骤3中装配锁环、锁钩、模拟件和夹具时，使用多组螺栓拧紧力矩值分别拧紧多组模拟件与锁环连接的锁环螺栓。