[發明專利]一種機身壁板搭接結構廣布疲勞損傷分析方法

在審

• 申請號: 201710630374.5
• 申請日: 2017-07-28
• 公開（公告）號: CN107356420A
• 公開（公告）日: 2017-11-17
• 發明（設計）人: 賈大煒;劉旭;陳瑞鈺;周龍超;孟維宇;劉磊
• 申請（專利權）人: 中航沈飛民用飛機有限責任公司
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 沈陽杰克知識產權代理有限公司21207
• 代理人: 婁華

技術領域

本發明涉及一種機身壁板搭接結構廣布疲勞損傷分析方法，屬于民用飛機結構設計技術領域。

背景技術

廣布疲勞損傷(WFD)這一術語最早出現于Aloha航空公司災難性事故的分析中。事后調查表明，導致這起事故的原因是機身蒙皮搭接處的鉚釘孔萌生出了許多小裂紋，這些小的裂紋在短時間內突然連通，導致剩余強度急劇下降，最終釀成了這起事故。廣布疲勞損傷在機體結構上產生多點或多部位損傷，損傷一般出現在孔邊，受力均勻，對于搭接結構孔邊萌生的微小裂紋很難檢查到。廣布疲勞損傷通常指眾多任意長度、任意分布的裂紋，它是飛機結構中存在的一種典型的損傷形式。在飛機結構中，這些裂紋通常沿著機翼和機身上成排的鉚釘孔方向排列。相對于單一裂紋，廣布疲勞損傷由于裂紋之間存在的相互作用，導致結構的剩余強度明顯降低，臨界裂紋尺寸減小，裂紋擴展壽命顯著縮短，其對結構造成的危害比單一裂紋要大得多。有資料表明，廣布疲勞損傷可使飛機的剩余強度降低約25％。廣布疲勞損傷危及到結構的完整性，嚴重地影響著結構的使用安全。因此，研究飛機結構的廣布疲勞損傷問題具有重要的工程意義和實用價值。

發明內容

針對以上不足，本發明提供一種機身壁板搭接結構廣布疲勞損傷分析方法。

本發明方法可以針對各種類型金屬壁板搭接結構(如圖1至圖2所示)進行廣布疲勞損傷評估。本發明方法的技術方案是通過下述技術方案實現的，包括如下步驟：

步驟一：疲勞分析

選取搭接位置典型結構進行n組元件級結構疲勞試驗,試驗及試驗件如圖3至圖4所示，并對試驗數據進行處理。驗數據借助“單側容限系數”的概念來給出具有置信度γ的母體百分位值的置信下限。

設X₁,X₂,…,X_n為正態母體N(μ,σ²)的一個子樣其均值為式(1)：

那么，隨機變量是母體百分位置x_R＝μ+u_Rσ的置信度為γ的置信下限，即式(3)

其中β為為標準差s的修正系數，即式(4)

t_γ為分布百分位值，即P(t<t_γ)＝γ

基于疲勞試驗數據應用上述方法計算得到不同可靠度和置信度下結構的疲勞壽命和分散系數。由于搭接區為廣布疲勞敏感結構，因此選取可靠度和置信度分別為99.9％和95％下的疲勞壽命與飛機服役目標壽命(LOV)對比，確定搭接結構是否滿足疲勞設計要求。

步驟二：單個鉚釘孔損傷容限分析

由于搭接結構每個孔承受的應力比較類似，因此假設每個孔邊都存在因材料本身缺陷導致的次級裂紋如圖5所示，選取圖5中任意一個孔進行單孔損傷容限分析。

對結構進行裂紋擴展分析，在斷裂力學中，采用應力強度因子幅值ΔK作為宏觀裂紋擴展預測的基本參量。裂紋擴展速率da/dN是ΔK的函數，考慮應力比R即式(5)所示：

其中N是疲勞載荷的循環次數，a是裂紋長度，C,n,p,q是與材料相關的經驗參數，f裂紋張開公式，ΔK_th應力強度因子閾值，K_c臨界應力強度因子。

在對結構進行裂紋擴展分析的同時對模型進行剩余強度分析，通過彈性斷裂和凈截面屈服兩種方法進行剩余強度分析。

1、基于流應力的塑性破壞準則

當零件未斷裂截面應力達到材料最大許用應力時，發生塑性破壞。參考應力為結構靜截面應力，臨界破壞值為F_ty和F_tu之和的一半，如式(6)所示：

σ≥[F_tu+F_ty]/2 (6)

2、基于材料斷裂韌度K_c的彈性破壞準則

試驗裂紋擴展過程中，評估裂紋尖端應力強度因子，并通過材料斷裂韌度K_c來作為結構失效判據，并作出如圖4所示剩余強度曲線。

基于單孔結構裂紋擴展及剩余強度的分析結果，計算并得單孔結構的檢查間隔，對于單孔損傷容限結構一般為不可檢結構，因此基于適航咨詢通報120-104中要求，選取壽命分散系數3，分析結果除以3即可得到結構最終分析壽命，此時結構破壞概率低于0.1％。

步驟三：有限寬度蒙皮搭接結構存在主導裂紋情況下的損傷容限分析