CN117828763A - 一种运输类飞机受压矩形腹板的dfr疲劳分析方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了一种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，包括：步骤一、根据飞机受压矩形腹板的结构形式与压力方向，确定受压矩形腹板DFR值；步骤二、根据受压矩形腹板的材料、加强件所围区域几何尺寸、压力值，确定计算部位的参考应力；步骤三、根据参考应力得到疲劳载荷谱，进而确定疲劳载荷谱中的地‑空‑地最大应力、最小应力及应力比；步骤四、计算地‑空‑地损伤比；步骤五、根据地‑空‑地损伤比及飞机目标寿命飞行次数、可靠性疲劳系数确定当量地‑空‑地循环数；第六步：根据受压矩形腹板DFR值、地‑空‑地应力比计算地‑空‑地循环许用应力：第七步：根据地‑空‑地循环许用应力及地‑空‑地最大应力计算疲劳裕度。

Description

一种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法
技术领域
本申请属于运输类飞机结构疲劳计算领域，特别涉及一种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法。
背景技术
飞机结构腹板为矩形平板，矩形平板与加强件连接，加强件与矩形平板的连接部位属于飞机结构腹板的疲劳关键部位。在飞机详细设计阶段，为了验证飞机结构腹板的疲劳强度，必须对该类型结构进行疲劳寿命分析，运输类飞机一般采用的是DFR疲劳分析方法。DFR(细节疲劳额定值)疲劳分析方法属于疲劳分析方法中的名义应力法，其中DFR是结构细节本身固有的疲劳特性，是一种对构件质量和耐重复载荷能力的度量。
现有技术中暂无对运输类飞机的矩形腹板进行DFR疲劳分析的方法。
发明内容
本申请的目的是提供了一种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，以实现对运输类飞机受压矩形腹板进行准确有效的计算。
本申请的技术方案是：一种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，包括：
步骤一、根据飞机受压矩形腹板的结构形式与压力方向，确定受压矩形腹板DFR值；
步骤二、根据受压矩形腹板的材料、加强件所围区域几何尺寸、压力值，确定计算部位的参考应力；
步骤三、根据参考应力得到疲劳载荷谱，进而确定疲劳载荷谱中的地-空-地最大应力、最小应力及应力比；
步骤四、计算地-空-地损伤比；
步骤五、根据地-空-地损伤比及飞机目标寿命飞行次数、可靠性疲劳系数确定当量地-空-地循环数；
第六步：根据受压矩形腹板DFR值、地-空-地应力比计算地-空-地循环许用应力：
第七步：根据地-空-地循环许用应力及地-空-地最大应力计算疲劳裕度。
进一步的，受压矩形腹板DFR值通过查询受压腹板加强件类型及压力方向图得到。
进一步的，所述参考应力的计算方法为：
式中：f2为矩形腹板长度方向侧边中点处板的最大拉应力，由参数和/>通过查最大应力曲线得到/>进而计算得到，其中，a为腹板长度，b为腹板宽度，t为腹板厚度，E为腹板材料杨氏模量，p为腹板上法向压力。
进一步的，疲劳应力谱中的最大值和最小值即为地-空-地最大应力σmaxGAG和最小应力σminGAG，地-空-地应力比
进一步的，计算地-空-地损伤比λ过程为：
首先计算地-空-地相对损伤DGAG：
式中，σm0为疲劳特征参数，与材料有关；
对应力谱进行雨流计数后，计算每级应力水平的相对疲劳损伤∑Di：
最后，计算地-空-地损伤比
进一步的，当量地-空-地循环数nd的计算方法为：
进一步的，地-空-地循环许用应力[σmax]的计算方法为：
式中：S为疲劳特征参数。
进一步的，疲劳裕度f的计算公式为：
本申请的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法理论依据清楚，步骤简便，便于计算机编程实现自动化计算，可用于迅速准确的计算飞机受压矩形腹板的疲劳性能，确定该部位是否满足设计要求，避免提前出现断裂，造成事故，节省了时间，提高了飞机结构使用安全，该方法可广泛应用于各种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的DFR疲劳分析方法示意图。
图2为本申请一实施例中的受压矩形腹板DFR值示意图。
图3为本申请该实施例中的矩形腹板几何尺寸示意图。
图4为本申请该实施例中的参考应力计算查询曲线。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图1所示，本申请提供的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，包括以下步骤：
步骤一、根据飞机受压矩形腹板的结构加强件形式与压力方向，确定受压矩形腹板的DFR值，其中，受压矩形腹板的DFR值可根据加强件形式和压力方向查图得到。
如图2所示为本申请该实施例中某飞机矩形腹板的结构加强件类型及压力方向示意图，该飞机矩形腹板结构加强件处无加强垫板，压力方向垂直腹板且作用在腹板加强件的背面，疲劳关键部位位于加强件与腹板连接部位的加强件长边中部腹板上，查图2中a图可得DFR值为24ksi(千磅/平方英寸)，即165.36MPa。
步骤二、根据受压矩形腹板的结构加强件材料、加强件所围区域几何尺寸、压力值，确定计算部位的参考应力。
其中，参考应力σref的计算方法为：
式中：f2为矩形腹板长度方向侧边中点处板的最大拉应力，由参数和/>通过查最大应力曲线得到/>进而计算得到，其中，a为腹板长度，b为腹板宽度，t为腹板厚度，E为腹板材料杨氏模量，p为腹板上法向压力。
如图3所示，本申请该实施例中的矩形腹板材料为2024-T3铝合金，其杨氏模量E＝71000MPa，加强件所围区域长度a＝320mm，宽度b＝177mm，厚度t＝1.5mm，法向压力值p＝0.0556MPa，各参数计算如下：
a/b＝320/177＝1.81
通过查询图4的曲线，可得最大拉应力即为：
f2＝48×739.6＝35501psi
参考应力即为：
步骤三、确定疲劳应力谱中的最大应力、最小应力及应力比。
上述参考压力值由飞机机身舱内增压引起，在一个飞行起落中，压力值从0MPa增大至0.0556MPa，然后退回至0MPa，对应的应力也是从0到最大，然后退回至0，且一个起落构成一个应力循环。因此，可得该部位的疲劳应力谱为等幅谱(σmin,σmax)＝(0,163.1)MPa，每个起落循环次数为1。
该疲劳应力谱中的最大值σmax和最小值σmin即为原始应力谱中的地-空-地最大应力σmaxGAG和最小应力σminGAG，根据地-空-地最大应力σmaxGAG和最小应力σminGAG计算地-空-地应力比
例如在本申请该实施例中，应力谱中的最大应力σmaxGAG为163.1MPa，最小应力σminGAG为0MPa，应力比RGAG为0.0；
步骤四、计算地-空-地损伤比λ，过程为：
首先计算地-空-地相对损伤DGAG：
式中，σm0为疲劳特征参数，与材料有关；
对应力谱进行雨流计数后，计算每级应力水平的相对疲劳损伤∑Di：
最后，计算地-空-地损伤比
例如在本申请该实施例中，矩形腹板材料为铝合金，其疲劳特征参数σm0＝310MPa，参数S＝2；
地空地相对损伤
只有1级应力的等幅谱，每级应力水平的相对疲劳损伤∑Di＝DGAG，地-空-地损伤比
步骤五、计算当量地-空-地循环数nd，计算方法为：
例如在本申请该实施例中，飞机设计的目标寿命飞行次数为20000起落，计算部位的疲劳可靠性系数为1.5，则当量地-空-地循环数：
第六步：计算地-空-地循环许用应力[σmax]，其计算方法为：
式中：S为疲劳特征参数。
例如在本申请该实施例中，地-空-地循环许用应力[σmax]为：
第七步：计算疲劳裕度f，其计算公式为：
例如在本申请该实施例中，疲劳裕度
本申请解决了目前疲劳分析中受面外载荷薄壁结构与周围加强件接触部位疲劳分析的难题，根据矩形腹板结构形式和压力方向，即可确定受压腹板疲劳关键部位位置和DFR值，根据压力值和压矩形腹板的材料、加强件所围区域几何尺寸、可确定疲劳关键部位的参考应力，进而形成疲劳应力谱，按照DFR分析流程实现对该类结构的疲劳分析。
本申请的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法理论依据清楚，步骤简便，便于计算机编程实现自动化计算，可用于迅速准确的计算飞机受压矩形腹板的疲劳性能，确定该部位是否满足设计要求，避免提前出现断裂，造成事故，节省了时间，提高了飞机结构使用安全，该方法可广泛应用于各种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，包括：
步骤一、根据飞机受压矩形腹板的结构形式与压力方向，确定受压矩形腹板DFR值；
步骤二、根据受压矩形腹板的材料、加强件所围区域几何尺寸、压力值，确定计算部位的参考应力；
步骤三、根据参考应力得到疲劳载荷谱，进而确定疲劳载荷谱中的地-空-地最大应力、最小应力及应力比；
步骤四、计算地-空-地损伤比；
步骤五、根据地-空-地损伤比及飞机目标寿命飞行次数、可靠性疲劳系数确定当量地-空-地循环数；
第六步：根据受压矩形腹板DFR值、地-空-地应力比计算地-空-地循环许用应力：
第七步：根据地-空-地循环许用应力及地-空-地最大应力计算疲劳裕度。
2.如权利要求1所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，受压矩形腹板DFR值通过查询受压腹板加强件类型及压力方向图得到。
3.如权利要求2所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，所述参考应力的计算方法为：
式中：f2为矩形腹板长度方向侧边中点处板的最大拉应力，由参数和/>通过查最大应力曲线得到/>进而计算得到，其中，a为腹板长度，b为腹板宽度，t为腹板厚度，E为腹板材料杨氏模量，p为腹板上法向压力。
4.如权利要求3所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，疲劳应力谱中的最大值和最小值即为地-空-地最大应力σmaxGAG和最小应力σminGAG，地-空-地应力比
5.如权利要求4所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，计算地-空-地损伤比λ过程为：
首先计算地-空-地相对损伤DGAG：
式中，σm0为疲劳特征参数，与材料有关；
对应力谱进行雨流计数后，计算每级应力水平的相对疲劳损伤∑Di：
最后，计算地-空-地损伤比
6.如权利要求5所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，当量地-空-地循环数nd的计算方法为：
7.如权利要求6所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，地-空-地循环许用应力[σmax]的计算方法为：
式中：S为疲劳特征参数。
8.如权利要求7所述的运输类飞机受压矩形腹板的DFR疲劳分析方法，其特征在于，疲劳裕度f的计算公式为：
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