一種飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及斷裂力學(xué)及損傷容限領(lǐng)域，更具體的公開了一種在隨機(jī)載荷譜下，飛 機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命的預(yù)測方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨機(jī)載荷譜下的機(jī)械結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測過程十分復(fù)雜，預(yù)測效率低?，F(xiàn)有技 術(shù)中，對機(jī)械結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命進(jìn)行分析時一般遵循以下步驟：
[0003] (1)在分析軟件中構(gòu)建與實際結(jié)構(gòu)相同的幾何模型，幾何模型中包含要對其進(jìn)行 分析的初始缺陷；
[0004] (2)在分析軟件中，根據(jù)實際使用中施加在機(jī)械結(jié)構(gòu)上的載荷譜向幾何模型上施 加載荷并進(jìn)行應(yīng)力分析；
[0005] (3)獲得的模型的初始缺陷在載荷作用下的裂間遠(yuǎn)端應(yīng)力，并將其應(yīng)用于應(yīng)力強(qiáng) 度因子關(guān)系式中進(jìn)行分析，獲得應(yīng)力強(qiáng)度因子ΔΚ;
[0006] (4)應(yīng)用獲得的應(yīng)力強(qiáng)度因子ΛK帶入到
【主權(quán)項】
1. 一種飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，其特征在于，包括w下步驟， 步驟A;根據(jù)飛機(jī)實際飛行情況獲得飛機(jī)飛行中的隨機(jī)載荷譜； 步驟B;將步驟A中獲得的隨機(jī)載荷譜分成若干段，分別對每一段采用雨流計數(shù)法進(jìn)行 雨流計數(shù)，分別對每一段進(jìn)行常幅化，使每一段都近似為一個塊載荷譜； 步驟C;使用步驟B中獲得的各個塊載荷譜進(jìn)行疲勞試驗，獲得應(yīng)力比為R狀態(tài)下的應(yīng) 力一壽命曲線； 步驟D;根據(jù)Miners累計損傷理論和步驟C中獲得的應(yīng)力一壽命曲線，計算在應(yīng)力比R狀態(tài)下，步驟B中的塊載荷譜按順序循環(huán)作用在飛機(jī)機(jī)體裂紋上時的循環(huán)壽命入； 步驟E;在步驟C中獲得的應(yīng)力一壽命曲線中選取適當(dāng)應(yīng)力比R下對應(yīng)的應(yīng)力壽命曲 線，通過描點(diǎn)獲得等損傷條件下對應(yīng)的等效應(yīng)力S。。;根據(jù)應(yīng)力比R和S。。計算獲得等效循環(huán) 應(yīng)力的最大應(yīng)力值0max和最小應(yīng)力值0min; 步驟F;根據(jù)等效循環(huán)應(yīng)力參數(shù)計算步驟B中獲得的塊載荷譜作用在飛機(jī)機(jī)體上時裂 紋的擴(kuò)展率。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，其特征在于，步驟A包含W 下步驟： al根據(jù)飛機(jī)的實際飛行情況確定飛機(jī)典型飛行任務(wù)剖面的飛行時間； a2根據(jù)步驟al中確定的飛機(jī)典型飛行任務(wù)剖面的飛行時間，確定飛機(jī)典型飛行任務(wù) 剖面中包含的參數(shù)； a3根據(jù)步驟a2中確定的參數(shù)查詢《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊》中"典型飛 行任務(wù)剖面的標(biāo)準(zhǔn)使用情況"表，確定飛機(jī)飛行過程中作用在飛機(jī)上的隨機(jī)載荷譜。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，其特征在于，步驟C包含W 下步驟： cl確定應(yīng)力比R; c2選用步驟B中獲得的各個塊載荷譜分別進(jìn)行疲勞試驗，獲得每個塊載荷譜對應(yīng)的應(yīng) 力一壽命值； c3根據(jù)步驟c2中獲得的應(yīng)力一壽命值繪制應(yīng)力比R狀態(tài)下的應(yīng)力一壽命曲線。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，其特征在于，步驟D包含W 下步驟： dl根據(jù)步驟C中獲得的應(yīng)力一壽命曲線，確定應(yīng)力比R、載荷幅值均值0的塊載荷譜 對應(yīng)的壽命值N; d2根據(jù)Miners累計損傷理論可得到該塊載荷譜作用下的損傷值為^其中n為循環(huán)次 數(shù)； d3各個塊載荷譜按順序作用下形成的累計損傷值為
其中，i為各個塊載荷譜的 順序值，k為塊載荷譜的總數(shù)； d4當(dāng)累計損傷值達(dá)到1時，結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，因此，循環(huán)壽命
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，其特征在于，步驟E包括W 下步驟： el賦予應(yīng)力比R適當(dāng)?shù)闹?，在該值對?yīng)的應(yīng)力一壽命曲線上選取與循環(huán)壽命A等壽命 的點(diǎn)； e2通過描點(diǎn)法獲得等壽命的點(diǎn)對應(yīng)的平均應(yīng)力值S。。作為等效應(yīng)力幅的平均應(yīng)力0m;e3根據(jù)W下公式計算最大應(yīng)力值0max和最小應(yīng)力值0mi。，
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，其特征在于，步驟F包括W 下步驟： n根據(jù)W下公式計算應(yīng)力強(qiáng)度因子AK，
其中，a為原始裂紋長度，f為中間修正系數(shù)；f2根據(jù)W下公式計算裂紋擴(kuò)展率
其中，A為材料斷裂參數(shù)，m為該材料對應(yīng)的計算參數(shù)。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機(jī)機(jī)體裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法，根據(jù)飛機(jī)實際飛行情況獲得飛機(jī)飛行中的隨機(jī)載荷譜；將獲得的隨機(jī)載荷譜分成若干段，分別對每一段進(jìn)行雨流計數(shù)并進(jìn)行常幅化，使每一段都近似為一個塊載荷譜；根據(jù)Miners累計損傷理論，計算每個塊載荷譜在相應(yīng)應(yīng)力比R狀態(tài)下作用在裂紋上時的循環(huán)壽命λ，進(jìn)行適當(dāng)應(yīng)力比下的疲勞試驗并獲得相應(yīng)的應(yīng)力—壽命曲線；根據(jù)等損傷理論，在應(yīng)力-壽命曲線圖中選取適當(dāng)應(yīng)力比R下對應(yīng)的壽命曲線，通過描點(diǎn)獲得相同壽命對應(yīng)的等效應(yīng)力Seq；再根據(jù)R和Seq獲得等效循環(huán)應(yīng)力的最大應(yīng)力值σmax和最小應(yīng)力值σmin；根據(jù)等效循環(huán)應(yīng)力參數(shù)計算獲得的塊載荷譜作用在飛機(jī)機(jī)體上時裂紋的擴(kuò)展率。
【IPC分類】G01N3-32
【公開號】CN104792633
【申請?zhí)枴緾N201510182698
【發(fā)明人】張金玲, 張嘉振
【申請人】中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心, 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司
【公開日】2015年7月22日
【申請日】2015年4月17日