一種疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法
【專利摘要】本發明屬于疲勞試驗【技術領域】，涉及一種疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法。本發明基于外場數據，因此，得到的疲勞開裂結構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。本發明解決了外場疲勞裂紋排故中結構疲勞載荷譜數據不全或過于復雜的問題。
【專利說明】一種疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于疲勞試驗【技術領域】，涉及一種疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法。【背景技術】
[0002]飛機外場結構疲勞開裂排故，是飛機服役保障的一項很重要的工作內容，而在故障發生后，原因分析和結構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，時間尤為關鍵，而發現原因和完成改進設計的前提，就是有相應結構的分析譜，現在面臨的問題是，出現疲勞裂紋的結構往往疲勞載荷譜數據不完備，需要進行飛行實測，或者其疲勞載荷譜較為復雜，在做相關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，構造簡單的等效結構分析譜，用于飛機外場排故，節省經費和排故時間就顯得特別的重要。
【發明內容】
[0003]本發明的目的是為了解決外場疲勞裂紋排故中結構疲勞載荷譜數據不全或過于復雜的問題，構造能用于故障分析的等效分析譜。
[0004]本發明的技術解決方案是，第一步:確定疲勞關鍵部位PSE的數據，疲勞關鍵部位包括疲勞開裂部位和相鄰結構部位，數據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:根據疲勞開裂結構部位，查閱相關疲勞分析手冊、圖冊，獲得同類飛機相似結構的地空地損傷比入」；
[0006]第三步:根據飛機疲勞開裂結構部位及周邊部位的靜強度氣動載荷分布，得到相應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:計算疲勞關鍵部位PSE對應的細節疲勞額定值DFR，DFR =DFRbase.K.F.Rg ;其中，DFRbase是結構DFR基準值，K是材料系數，F是粗糙度系數，Rc疲勞額定值系數；
[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FRF及計算得到的DFR，通過DFR法，得到不同應力比Rcm和地空地損傷比下的地空地循環最大應力對應不同應力水平的疲勞壽命Nk變化曲線；
[0009]第六步:建立疲勞關鍵部位段的有限元分析模型，施加疲勞載荷P’，獲得關鍵部位PSE的最大應力σ I ;
[0010]第七步:選擇一個應力比Rcac下的不同地空地損傷比的地空地循環最大應力σ maxGAG與Nk的變化曲線，在這幅曲線中找出關鍵部位PSE的最大應力σ I和疲勞開裂部位壽命N1對應的點，若落在某個曲線上，則直接得到該應力比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:依據疲勞載荷P’、地空地損傷比λ ’得到構造的等效分析譜，譜型為等幅譜，該譜中地空地損傷比為λ ’，載荷循環中峰值等于疲勞載荷P’，谷值為Rcm.P’。
[0012]所述的應力比Rcac設置為O。06，得到該應力比下的不同地空地損傷比下的地空地循環最大應力σ maxeA(；對應不同應力水平的疲勞壽命Nk變化曲線。
[0013]本發明具有的優點和有益效果，
[0014]本發明提出了一種 疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法。
[0015]本發明所需的數據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,同類飛機相似結構的地空地損傷比λ」。構造過程包括獲取疲勞載荷P'，計算疲勞開裂部位的細節疲勞額定值DFR，計算不同應力比Rcm和地空地損傷比下的地空地循環最大應力對應不同應力水平的疲勞壽命Nk變化曲線，計算疲勞開裂部位最大應力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。本發明不需要進行飛機載荷實測，亦不需要按照常規疲勞載荷譜編制過程進行復雜的當量折算和數據擬合，具有所需數據少，編制過程簡單的優點，節省了人力、物力。
[0016]本發明基于外場數據，因此，得到的疲勞開裂結構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]本發明解決了外場疲勞裂紋排故中結構疲勞載荷譜數據不全或過于復雜的問題。【專利附圖】
【附圖說明】
[0018]圖1是本發明在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]下面結合附圖對本發明作詳細說明。
[0020]第一步:確定疲勞關鍵部位PSE的數據，疲勞關鍵部位包括疲勞開裂部位和相鄰結構部位，數據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:根據疲勞開裂結構部位，查閱相關疲勞分析手冊、圖冊，獲得同類飛機相似結構的地空地損傷比入」；
[0022]第三步:根據飛機疲勞開裂結構部位及周邊部位的靜強度氣動載荷分布，得到相應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:計算疲勞關鍵部位PSE對應的細節疲勞額定值DFR，DFR =DFRbase -K-F-Rc ;其中，DFRbase是結構DFR基準值，K是材料系數，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是粗糙度系數，Rc疲勞額定值系數；
[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應力破壞時的飛行
r Kr
5
次數S和％。為疲勞特征
D/- /(0.94σ?,(1 — 0.47(1 + Ru i JfTnul 仏丨(J
，
參數，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，得到不同應力比Rcm和地空地損傷比下的地空地循環最大應力σ maxeAe對應不同應力水平的疲勞壽命Nk變化曲線；
[0025]第六步:建立疲勞關鍵部位段的有限元分析模型，施加疲勞載荷P’，獲得關鍵部位PSE的最大應力σ I ;
[0026]第七步:選擇一個應力比Rcac下的不同地空地損傷比的地空地循環最大應力σ maxGAG與Nk的變化曲線，在這幅曲線中找出關鍵部位PSE的最大應力σ I和疲勞開裂部位壽命N1對應的點，若落在某個曲線上，則直接得到該應力比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:依據疲勞載荷P’、地空地損傷比λ ’得到構造的等效分析譜，譜型為等幅譜，該譜中地空地損傷比為λ ’，載荷循環中峰值等于疲勞載荷P’，谷值為Rcm.P’。
[0028]該發明已應用到某型飛機腹鰭連接角材疲勞開裂排故，下面具體介紹該結構等效分析譜的構造過程。
[0029]實施例
[0030]第一步，確定疲勞關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，N1 = 660起落數。
[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飛機平尾結構的地一空一地損傷比λ GAG =
0.3, λ 3亦取波音747飛機平尾結構的地一空一地損傷比λ GAG = 0.8。
[0032]第三步:根據靜強度氣動載荷分布，該結構主要承受側向氣動力引起的彎矩Μ。因此，分段計算側面分布載荷，獲得每段的平均彎矩，按照結構段，來分析對比找出，受載嚴重的關鍵部位段，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，FRF取4，應力比Rgag取0.06，結構材料為鋁合金，DFR = DFRbase.K.F.Rc = 133.8.1.0.0.95.1.44 = 183MPa。
[0034]第五步:結構為招合金,疲勞特征參數σ m(l = 31 OMPa, S = 2,計算得到,ReA(； = 0.06時，三種地空地損傷比下，地空地循環最大應力σ 對應不同應力水平的疲勞壽命N變化曲線。
[0035]第六步:建立有限元模型，施加疲勞載荷P’，應力分析得到疲勞開裂部位的最大應力 σ i = 270MPa。
[0036]第七步:查找關鍵部位的應力水平和疲勞壽命對應曲線中，對應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:得到結構等效分析譜，譜型等幅譜，應力比Rae = 0.06,地空地損傷比λ=0.14，載荷循環為(8000Ν，480Ν)。
[0038]構造得到的分析譜，已成功用于結構疲勞分析和原結構與改進結構的對比試驗，解決了某型飛機腹鰭連接角材疲勞開裂問題。
【權利要求】
1.一種疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法，其特征是，第一步:確定疲勞關鍵部位PSE的數據，疲勞關鍵部位包括疲勞開裂部位和相鄰結構部位，數據包括飛機整機目標壽命Ntl和疲勞開裂部位壽命N1 ； 第二步:根據疲勞開裂結構部位，查閱相關疲勞分析手冊、圖冊，獲得同類飛機相似結構的地空地損傷比入」； 第三步:根據飛機疲勞開裂結構部位及周邊部位的靜強度氣動載荷分布，得到相應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:計算疲勞關鍵部位PSE對應的細節疲勞額定值DFR，DFR = DFRbase.K.F.Rc ；其中，DFRbase是結構DFR基準值，K是應力集中系數，F是粗糙度系數，Rc疲勞額定值系數；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FRF及計算得到的DFR，通過DFR法，得到不同應力比IW和地空地損傷比下的地空地循環最大應力σ maxGAG對應不同應力水平的疲勞壽命Nk變化曲線； 第六步:建立疲勞關鍵部位段的有限元分析模型，施加疲勞載荷P’，獲得關鍵部位PSE的最大應力O I ; 第七步:選擇一個應力比Rg下的不同地空地損傷比的地空地循環最大應力σ maxeAC與Ne的變化曲線，在這幅曲線中找出關鍵部位PSE的最大應力σ I和疲勞開裂部位壽命N1對應的點，若落在某個曲線上，則直接得到該應力比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力比ReAe下的疲勞開裂部位的地空地損傷比入’； 第八步:依據疲勞載荷P’、地空地損傷比λ’得到構造的等效分析譜，譜型為等幅譜，該譜中地空地損傷比為λ ’，載荷循環中峰值等于疲勞載荷P’，谷值為Rcm.P’。
2.根據權利要求1所述的一種疲勞開裂結構等效分析譜的構造方法，其特征是，所述的應力比Rcac設置為O。06，得到該應力比下的不同地空地損傷比下的地空地循環最大應力O maxGAG 對應不同應力水平的疲勞壽命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 優先權日:2013年11月5日
【發明者】雷曉欣, 張彥軍, 李小鵬 申請人:中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所