[發明專利]一種基于細節疲勞額定值的高機動飛機壽命分析方法

在審

• 申請號: 201310744491.6
• 申請日: 2013-12-31
• 公開（公告）號: CN104809321A
• 公開（公告）日: 2015-07-29
• 發明（設計）人: 隋福成;周麗君;陳亮
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: G06F19/00
• 分類號: G06F19/00;G01N3/00
• 代理公司: 北京慕達星云知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 11465
• 代理人: 高原

1.一種基于細節疲勞額定值的高機動飛機壽命分析方法，其特征在于，包括如下步驟：

第一，編制高機動飛機DFR分析的載荷譜

針對機型的疲勞載荷譜，通過雨流計數法抽取完整的載荷(應力)循環。按當量載荷循環的峰值進行排序，初步選取峰值載荷，使疲勞載荷譜中在選取的峰值載荷上下的載荷循環對應的損傷相當。

按照當量等幅載荷譜與疲勞載荷譜下達到疲勞壽命時有相同臨界損傷的原則，導出疲勞載荷譜單位飛行小時對應的當量等幅載荷循環數，用過載表示的公式為：

Nfh=1T0Σi=1n(nyi)dlm(ndf)dlm---(1)]]>

當疲勞載荷譜為應力譜時，公式中的過載用應力取代。

根據等損傷原則將選取的峰值載荷(對應脈動循環)按應力比R=0.1進行等損傷折算，最終確定當量等幅載荷循環的峰值。

第二，DFR基準值分析

選取飛機結構典型結構部位制成試驗件，按上述載荷譜進行疲勞試驗，并記錄其均值壽命N₅₀。

高機動飛機結構的可靠性指標為99.9％的可靠度和90％的置信度，求出與其對應的試驗可靠性壽命：

N99.9/90=N50SRSCST---(2)]]>

式中：S_R-可靠系數

S_C-置信系數

S_T-試件系數

DFR基準值按下式計算：

DFRbase=(1-R)σm0σmax0.9σm0+(0.1-R)σmax·(N99.9/90N50)1m---(3)]]>

式中：σ_m0-等壽命曲線參數，對于鋁合金、鈦合金、中強鋼(σ_b≤1600MPa)和高強鋼(σ_b>1600MPa)，σ_m0分別取為310、620、930和1240MPa。

σ_max，R-試驗的最大應力與應力比。

m-S-N曲線的斜率，一般取4.0。

第三，計算DFR₀值

DFR₀是實際結構的基本DFR值，通過各種修正系數以及應力集中的修正與典型結構的DFR基準值(DFR_base)建立聯系，其關系式如下：

DFR0=DFRbase·(A·B......)·(Kt)baseKt---(4)]]>

式中A、B……即為修正系數；(K_t)_base為典型結構細節處的應力集中系數，K_t為實際結構細節處的應力集中系數。

第四，計算構件疲勞額定值系數R_C

R_c定義為實際結構(當量嚴重細節數為n)的細節疲勞額定值DFR_n與基本結構(單細節)的細節疲勞額定值DFR₁的比值，其公式如下：

Rc=10[φ-1(0.999)-φ-1(0.9991/n)]·σ0m---(5)]]>

式中：σ₀為對數壽命標準差，取為0.14；φ^-1()為標準正態分布函數的逆函數。

第五，確定結構DFR許用值[DFR]

[DFR]按下式計算：

[DFR]＝DFR₀·R_c????(6)

第六，許用應力[σ_max]計算

[σ_max]按下式計算：

[σmax]=0.9σm0·[DFR](1-R)·σm0·(Ne5×104)1m+(R-0.1)·[DFR]---(7)]]>

式中：N_e-目標壽命。

第七，疲勞強度裕度計算與評估

根據上述計算結果可以得出疲勞強度裕度為：

K=[σmax]σmax-1---(8)]]>

疲勞裕度為負，意指必須減小使用應力，同時(或者)通過改進細節設計，增加其細節疲勞額定值。要使在給定使用應力下滿足設計目標壽命，改進設計的指標是使要求的DFR所對應的疲勞裕度等于或大于零。

第八，結構可靠性壽命計算

可靠性壽命的計算公式如下：

N={[DFR]Y}m·5×104FRF---(9)]]>

式中，FRF-可靠性系數，Y是任意應力比下的載荷循環通過等壽命線折算到指定應力比0.1下的最大應力的轉換公式，其表達式如下：

Y=(1-R)·σm0·σmax0.9·σm0+(0.1-R)·σmax---(10)]]>

第九，建立應力水平控制曲線，給出目標壽命對應的應力許用值

應力水平控制曲線即特征應力(1g應力或單位載荷應力)-可靠性壽命曲線。由多個特征應力-可靠性壽命數據點，即可建立應力水平控制曲線。

由應力水平控制曲線即可給出目標壽命對應的應力許用值。