一種疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于疲勞試驗【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及一種疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法。本發(fā)明基于外場數(shù)據(jù)，因此，得到的疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜能夠反映外場實際，譜型為等幅譜，不需要再做載荷譜簡化工作，即可應(yīng)用于改進分析和對比試驗，確定改進方案的有效性，大幅縮短試驗周期。本發(fā)明解決了外場疲勞裂紋排故中結(jié)構(gòu)疲勞載荷譜數(shù)據(jù)不全或過于復(fù)雜的問題。
【專利說明】一種疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于疲勞試驗【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及一種疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法?！颈尘凹夹g(shù)】
[0002]飛機外場結(jié)構(gòu)疲勞開裂排故，是飛機服役保障的一項很重要的工作內(nèi)容，而在故障發(fā)生后，原因分析和結(jié)構(gòu)改進都需要耗費大量的人力、物力和時間，其中從保障飛機飛行安全的角度，時間尤為關(guān)鍵，而發(fā)現(xiàn)原因和完成改進設(shè)計的前提，就是有相應(yīng)結(jié)構(gòu)的分析譜，現(xiàn)在面臨的問題是，出現(xiàn)疲勞裂紋的結(jié)構(gòu)往往疲勞載荷譜數(shù)據(jù)不完備，需要進行飛行實測，或者其疲勞載荷譜較為復(fù)雜，在做相關(guān)分析和改進驗證性試驗時，需要較長的時間周期。因此，使用較少的輸入條件，構(gòu)造簡單的等效結(jié)構(gòu)分析譜，用于飛機外場排故，節(jié)省經(jīng)費和排故時間就顯得特別的重要。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是為了解決外場疲勞裂紋排故中結(jié)構(gòu)疲勞載荷譜數(shù)據(jù)不全或過于復(fù)雜的問題，構(gòu)造能用于故障分析的等效分析譜。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，第一步:確定疲勞關(guān)鍵部位PSE的數(shù)據(jù)，疲勞關(guān)鍵部位包括疲勞開裂部位和相鄰結(jié)構(gòu)部位，數(shù)據(jù)包括飛機整機目標壽命Ntl和疲勞開裂部位壽命
N1;
[0005]第二步:根據(jù)疲勞開裂結(jié)構(gòu)部位，查閱相關(guān)疲勞分析手冊、圖冊，獲得同類飛機相似結(jié)構(gòu)的地空地損傷比入」；
[0006]第三步:根據(jù)飛機疲勞開裂結(jié)構(gòu)部位及周邊部位的靜強度氣動載荷分布，得到相應(yīng)部位段的靜強度載荷P和作用點Z，用靜強度載荷替代疲勞載荷，疲勞載荷P’ = P/1.5 ；
[0007]第四步:計算疲勞關(guān)鍵部位PSE對應(yīng)的細節(jié)疲勞額定值DFR，DFR =DFRbase.K.F.Rg ;其中，DFRbase是結(jié)構(gòu)DFR基準值，K是材料系數(shù)，F(xiàn)是粗糙度系數(shù)，Rc疲勞額定值系數(shù)；
[0008]第五步:按照飛機的目標壽命取Ntl、疲勞分析手冊給定的疲勞可靠性系數(shù)FRF及計算得到的DFR，通過DFR法，得到不同應(yīng)力比Rcm和地空地損傷比下的地空地循環(huán)最大應(yīng)力對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命Nk變化曲線；
[0009]第六步:建立疲勞關(guān)鍵部位段的有限元分析模型，施加疲勞載荷P’，獲得關(guān)鍵部位PSE的最大應(yīng)力σ I ;
[0010]第七步:選擇一個應(yīng)力比Rcac下的不同地空地損傷比的地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ maxGAG與Nk的變化曲線，在這幅曲線中找出關(guān)鍵部位PSE的最大應(yīng)力σ I和疲勞開裂部位壽命N1對應(yīng)的點，若落在某個曲線上，則直接得到該應(yīng)力比Rcm下的疲勞開裂部位的地空地損傷比λ ’，若落在兩個曲線之間，則用插值的方式得到該應(yīng)力比Rgm下的疲勞開裂部位的地空地損傷比入’；
[0011]第八步:依據(jù)疲勞載荷P’、地空地損傷比λ ’得到構(gòu)造的等效分析譜，譜型為等幅譜，該譜中地空地損傷比為λ ’，載荷循環(huán)中峰值等于疲勞載荷P’，谷值為Rcm.P’。
[0012]所述的應(yīng)力比Rcac設(shè)置為O。06，得到該應(yīng)力比下的不同地空地損傷比下的地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ maxeA(；對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命Nk變化曲線。
[0013]本發(fā)明具有的優(yōu)點和有益效果，
[0014]本發(fā)明提出了一種 疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法。
[0015]本發(fā)明所需的數(shù)據(jù)包括飛機整機目標壽命Ntl,疲勞開裂部位壽命N1，靜強度載荷P,同類飛機相似結(jié)構(gòu)的地空地損傷比λ」。構(gòu)造過程包括獲取疲勞載荷P'，計算疲勞開裂部位的細節(jié)疲勞額定值DFR，計算不同應(yīng)力比Rcm和地空地損傷比下的地空地循環(huán)最大應(yīng)力對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命Nk變化曲線，計算疲勞開裂部位最大應(yīng)力Q1，確定疲勞開裂部位的地空地損傷比λ’，形成疲勞開裂部位等效分析譜。本發(fā)明不需要進行飛機載荷實測，亦不需要按照常規(guī)疲勞載荷譜編制過程進行復(fù)雜的當量折算和數(shù)據(jù)擬合，具有所需數(shù)據(jù)少，編制過程簡單的優(yōu)點，節(jié)省了人力、物力。
[0016]本發(fā)明基于外場數(shù)據(jù)，因此，得到的疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜能夠反映外場實際，譜型為等幅譜，不需要再做載荷譜簡化工作，即可應(yīng)用于改進分析和對比試驗，確定改進方案的有效性，大幅縮短試驗周期。
[0017]本發(fā)明解決了外場疲勞裂紋排故中結(jié)構(gòu)疲勞載荷譜數(shù)據(jù)不全或過于復(fù)雜的問題?！緦＠綀D】

【附圖說明】
[0018]圖1是本發(fā)明在Rcm = 0.06時，不同λ的σ 和Nk變化曲線示意圖。
【具體實施方式】:
[0019]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作詳細說明。
[0020]第一步:確定疲勞關(guān)鍵部位PSE的數(shù)據(jù)，疲勞關(guān)鍵部位包括疲勞開裂部位和相鄰結(jié)構(gòu)部位，數(shù)據(jù)包括飛機整機目標壽命Ntl和疲勞開裂部位壽命N1 ；
[0021]第二步:根據(jù)疲勞開裂結(jié)構(gòu)部位，查閱相關(guān)疲勞分析手冊、圖冊，獲得同類飛機相似結(jié)構(gòu)的地空地損傷比入」；
[0022]第三步:根據(jù)飛機疲勞開裂結(jié)構(gòu)部位及周邊部位的靜強度氣動載荷分布，得到相應(yīng)部位段的靜強度載荷P和作用點Ζ，用靜強度載荷替代疲勞載荷，疲勞載荷P’ = Ρ/1.5 ；
[0023]第四步:計算疲勞關(guān)鍵部位PSE對應(yīng)的細節(jié)疲勞額定值DFR，DFR =DFRbase -K-F-Rc ;其中，DFRbase是結(jié)構(gòu)DFR基準值，K是材料系數(shù)，對于鋁:Κ=1.0 ;對于鈦:K=L 6 ;對于高強度鋼(Qb > 1655MPa):K=1.9 ;對于中等強度鋼(ob ^ 1655MPa):K=2.2，F(xiàn)是粗糙度系數(shù)，Rc疲勞額定值系數(shù)；
[0024]第五步:按照飛機的目標壽命取Ntl、疲勞分析手冊給定的疲勞可靠性系數(shù)FRF及計算得到的DFR，通過DFR法，Nr = A'^g其中單獨作用地空地循環(huán)應(yīng)力破壞時的飛行


r Kr
5
次數(shù)S和％。為疲勞特征


D/- /(0.94σ?,(1 — 0.47(1 + Ru i JfTnul 仏丨(J







，
參數(shù)，鋁(全部):Om0 = 31OMPa, S = 2 ;鈦(全部)σ m(l = 620MPa, S = 2 ;鋼(中強):σ m。=930MPa, S = 1.8 ;鋼(高強):σ m0 = 1240MPa, S=L 8，得到不同應(yīng)力比Rcm和地空地損傷比下的地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ maxeAe對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命Nk變化曲線；
[0025]第六步:建立疲勞關(guān)鍵部位段的有限元分析模型，施加疲勞載荷P’，獲得關(guān)鍵部位PSE的最大應(yīng)力σ I ;
[0026]第七步:選擇一個應(yīng)力比Rcac下的不同地空地損傷比的地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ maxGAG與Nk的變化曲線，在這幅曲線中找出關(guān)鍵部位PSE的最大應(yīng)力σ I和疲勞開裂部位壽命N1對應(yīng)的點，若落在某個曲線上，則直接得到該應(yīng)力比Rcm下的疲勞開裂部位的地空地損傷比λ ’，若落在兩個曲線之間，則用插值的方式得到該應(yīng)力比Rgm下的疲勞開裂部位的地空地損傷比入’；
[0027]第八步:依據(jù)疲勞載荷P’、地空地損傷比λ ’得到構(gòu)造的等效分析譜，譜型為等幅譜，該譜中地空地損傷比為λ ’，載荷循環(huán)中峰值等于疲勞載荷P’，谷值為Rcm.P’。
[0028]該發(fā)明已應(yīng)用到某型飛機腹鰭連接角材疲勞開裂排故，下面具體介紹該結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造過程。
[0029]實施例
[0030]第一步，確定疲勞關(guān)鍵部位包括疲勞開裂部位某型飛機腹鰭連接角材根部和相鄰部位腹鰭連接角材螺栓連接孔，N0 = 5000起落數(shù)，N1 = 660起落數(shù)。
[0031]第二步:查飛機疲勞手冊，λ i取波音737飛機垂尾與機身連接后梁端部接頭的地一空一地損傷比λ GAG = 0.14，λ 2取波音747飛機平尾結(jié)構(gòu)的地一空一地損傷比λ GAG =
0.3, λ 3亦取波音747飛機平尾結(jié)構(gòu)的地一空一地損傷比λ GAG = 0.8。
[0032]第三步:根據(jù)靜強度氣動載荷分布，該結(jié)構(gòu)主要承受側(cè)向氣動力引起的彎矩Μ。因此，分段計算側(cè)面分布載荷，獲得每段的平均彎矩，按照結(jié)構(gòu)段，來分析對比找出，受載嚴重的關(guān)鍵部位段，確定加載點為713mm處時，疲勞載荷為8000N。
[0033]第四步:Nq = 5000飛行起落數(shù)，F(xiàn)RF取4，應(yīng)力比Rgag取0.06，結(jié)構(gòu)材料為鋁合金，DFR = DFRbase.K.F.Rc = 133.8.1.0.0.95.1.44 = 183MPa。
[0034]第五步:結(jié)構(gòu)為招合金,疲勞特征參數(shù)σ m(l = 31 OMPa, S = 2,計算得到,ReA(； = 0.06時，三種地空地損傷比下，地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ 對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命N變化曲線。
[0035]第六步:建立有限元模型，施加疲勞載荷P’，應(yīng)力分析得到疲勞開裂部位的最大應(yīng)力 σ i = 270MPa。
[0036]第七步:查找關(guān)鍵部位的應(yīng)力水平和疲勞壽命對應(yīng)曲線中，對應(yīng)σ i和N1的點，確認Rm = 0.06時，疲勞開裂部位的地空地損傷比λ ’ = λ I = 0.14。
[0037]第八步:得到結(jié)構(gòu)等效分析譜，譜型等幅譜，應(yīng)力比Rae = 0.06,地空地損傷比λ=0.14，載荷循環(huán)為(8000Ν，480Ν)。
[0038]構(gòu)造得到的分析譜，已成功用于結(jié)構(gòu)疲勞分析和原結(jié)構(gòu)與改進結(jié)構(gòu)的對比試驗，解決了某型飛機腹鰭連接角材疲勞開裂問題。
【權(quán)利要求】
1.一種疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法，其特征是，第一步:確定疲勞關(guān)鍵部位PSE的數(shù)據(jù)，疲勞關(guān)鍵部位包括疲勞開裂部位和相鄰結(jié)構(gòu)部位，數(shù)據(jù)包括飛機整機目標壽命Ntl和疲勞開裂部位壽命N1 ； 第二步:根據(jù)疲勞開裂結(jié)構(gòu)部位，查閱相關(guān)疲勞分析手冊、圖冊，獲得同類飛機相似結(jié)構(gòu)的地空地損傷比入」； 第三步:根據(jù)飛機疲勞開裂結(jié)構(gòu)部位及周邊部位的靜強度氣動載荷分布，得到相應(yīng)部位段的靜強度載荷P和作用點Z，用靜強度載荷替代疲勞載荷，疲勞載荷P’ = P/1.5 ；第四步:計算疲勞關(guān)鍵部位PSE對應(yīng)的細節(jié)疲勞額定值DFR，DFR = DFRbase.K.F.Rc ；其中，DFRbase是結(jié)構(gòu)DFR基準值，K是應(yīng)力集中系數(shù)，F(xiàn)是粗糙度系數(shù)，Rc疲勞額定值系數(shù)；第五步:按照飛機的目標壽命取Ntl、疲勞分析手冊給定的疲勞可靠性系數(shù)FRF及計算得到的DFR，通過DFR法，得到不同應(yīng)力比IW和地空地損傷比下的地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ maxGAG對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命Nk變化曲線； 第六步:建立疲勞關(guān)鍵部位段的有限元分析模型，施加疲勞載荷P’，獲得關(guān)鍵部位PSE的最大應(yīng)力O I ; 第七步:選擇一個應(yīng)力比Rg下的不同地空地損傷比的地空地循環(huán)最大應(yīng)力σ maxeAC與Ne的變化曲線，在這幅曲線中找出關(guān)鍵部位PSE的最大應(yīng)力σ I和疲勞開裂部位壽命N1對應(yīng)的點，若落在某個曲線上，則直接得到該應(yīng)力比Rae下的疲勞開裂部位的地空地損傷比λ’，若落在兩個曲線之間，則用插值的方式得到該應(yīng)力比ReAe下的疲勞開裂部位的地空地損傷比入’； 第八步:依據(jù)疲勞載荷P’、地空地損傷比λ’得到構(gòu)造的等效分析譜，譜型為等幅譜，該譜中地空地損傷比為λ ’，載荷循環(huán)中峰值等于疲勞載荷P’，谷值為Rcm.P’。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種疲勞開裂結(jié)構(gòu)等效分析譜的構(gòu)造方法，其特征是，所述的應(yīng)力比Rcac設(shè)置為O。06，得到該應(yīng)力比下的不同地空地損傷比下的地空地循環(huán)最大應(yīng)力O maxGAG 對應(yīng)不同應(yīng)力水平的疲勞壽命Nk變化曲線。
【文檔編號】G06F19/00GK103544402SQ201310541197
【公開日】2014年1月29日 申請日期:2013年11月5日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月5日
【發(fā)明者】雷曉欣, 張彥軍, 李小鵬 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所