一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法 |
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| 申请号 | CN201710630374.5 | 申请日 | 2017-07-28 | 公开(公告)号 | CN107356420A | 公开(公告)日 | 2017-11-17 |
| 申请人 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司; | 发明人 | 贾大炜; 刘旭; 陈瑞钰; 周龙超; 孟维宇; 刘磊; | ||||
| 摘要 | 本 发明 提供一种 机身 壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法，是针对现有的广布疲劳损伤评估提出的新要求。本发明对机身壁板搭接结构进行三方面的分析，第一基于疲劳寿命分析，对搭接结构一排 铆钉 孔进行细节疲劳分析；第二选取搭接结构一排铆钉孔中的任意一个铆钉孔进行损伤容限分析；第三搭接结构一排铆钉孔中出现主导裂纹时，认为其它所有孔边都存在材料 缺陷 的初始损伤，假设初始损伤尺寸为0.127mm，并对结构进行裂纹扩展及剩余强度进行计算，使其满足检查间隔要求。本发明在民用飞机设计初期及后期均有着广泛的应用空间，可以极大的提高分析的准确度及可靠度，从耐久性的 角 度保证结构服役安全，并可随着试验 数据库 的扩展，具备发展性。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法，其特征在于包括如下步骤： |
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| 说明书全文 | 一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法技术领域[0001] 本发明涉及一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法，属于民用飞机结构设计技术领域。 背景技术[0002] 广布疲劳损伤(WFD)这一术语最早出现于Aloha航空公司灾难性事故的分析中。事后调查表明，导致这起事故的原因是机身蒙皮搭接处的铆钉孔萌生出了许多小裂纹，这些小的裂纹在短时间内突然连通，导致剩余强度急剧下降，最终酿成了这起事故。广布疲劳损伤在机体结构上产生多点或多部位损伤，损伤一般出现在孔边，受力均匀，对于搭接结构孔边萌生的微小裂纹很难检查到。广布疲劳损伤通常指众多任意长度、任意分布的裂纹，它是飞机结构中存在的一种典型的损伤形式。在飞机结构中，这些裂纹通常沿着机翼和机身上成排的铆钉孔方向排列。相对于单一裂纹，广布疲劳损伤由于裂纹之间存在的相互作用，导致结构的剩余强度明显降低，临界裂纹尺寸减小，裂纹扩展寿命显著缩短，其对结构造成的危害比单一裂纹要大得多。有资料表明，广布疲劳损伤可使飞机的剩余强度降低约25％。广布疲劳损伤危及到结构的完整性，严重地影响着结构的使用安全。因此，研究飞机结构的广布疲劳损伤问题具有重要的工程意义和实用价值。 发明内容[0003] 针对以上不足，本发明提供一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法。 [0004] 本发明方法可以针对各种类型金属壁板搭接结构(如图1至图2所示)进行广布疲劳损伤评估。本发明方法的技术方案是通过下述技术方案实现的，包括如下步骤： [0005] 步骤一：疲劳分析 [0007] 设X1,X2,…,Xn为正态母体N(μ,σ2)的一个子样其均值为式(1)： [0008] [0009] [0010] 那么，随机变量 是母体百分位置xR＝μ+uRσ的置信度为γ的置信下限，即式(3) [0011] [0012] 其中β为为标准差s的修正系数，即式(4) [0013] [0014] tγ为分布百分位值，即P(t [0015] 基于疲劳试验数据应用上述方法计算得到不同可靠度和置信度下结构的疲劳寿命和分散系数。由于搭接区为广布疲劳敏感结构，因此选取可靠度和置信度分别为99.9％和95％下的疲劳寿命与飞机服役目标寿命(LOV)对比，确定搭接结构是否满足疲劳设计要求。 [0016] 步骤二：单个铆钉孔损伤容限分析 [0018] 对结构进行裂纹扩展分析，在断裂力学中，采用应力强度因子幅值ΔK作为宏观裂纹扩展预测的基本参量。裂纹扩展速率da/dN是ΔK的函数，考虑应力比R即式(5)所示： [0019] [0021] 在对结构进行裂纹扩展分析的同时对模型进行剩余强度分析，通过弹性断裂和净截面屈服两种方法进行剩余强度分析。 [0022] 1、基于流应力的塑性破坏准则 [0023] 当零件未断裂截面应力达到材料最大许用应力时，发生塑性破坏。参考应力为结构静截面应力，临界破坏值为Fty和Ftu之和的一半，如式(6)所示： [0024] σ≥[Ftu+Fty]/2 (6) [0025] 2、基于材料断裂韧度Kc的弹性破坏准则 [0026] 试验裂纹扩展过程中，评估裂纹尖端应力强度因子，并通过材料断裂韧度Kc来作为结构失效判据，并作出如图4所示剩余强度曲线。 [0027] [0028] 基于单孔结构裂纹扩展及剩余强度的分析结果，计算并得单孔结构的检查间隔，对于单孔损伤容限结构一般为不可检结构，因此基于适航咨询通报120-104中要求，选取寿命分散系数3，分析结果除以3即可得到结构最终分析寿命，此时结构破坏概率低于0.1％。 [0029] 步骤三：有限宽度蒙皮搭接结构存在主导裂纹情况下的损伤容限分析[0030] 基于损伤容限考虑搭接区结构有可能在初期就存在初始制造缺陷，同时在服役过程中也有可能有主裂纹产生，单孔结构损伤容限分析方法不能包容此类情况，因此需要考虑结构中出现多个主裂纹可能性，一并考虑对结构进行损伤容限分析，最终结构寿命基于疲劳寿命及裂纹扩展寿命定义，并建立结构检查间隔。一般分析会选择一定宽度的搭接结构进行(通常选取11个紧固件间距进行分析，同时基于分析结果选取紧固件数量也可以有所调整)。具体分析步骤如下 [0031] 1、主裂纹生成假设； [0032] 基于疲劳试验结果求取裂纹不同寿命循环下疲劳裂纹萌生概率，疲劳寿命通常服从双参数威布尔分布，其分布函数为式(8) [0033] [0034] 式中：β—特征寿命；α—形状参数 [0035] (1)特征寿命β的估计值 [0036] 所有n个试件(或结构件)中r个破坏 [0037] [0038] 以上各式中，Ni表示寿命数据。 [0039] (2)第i个裂纹出现时的寿命ti [0040] [0041] 如图5所示，首先假设第一条主裂纹出现在结构中间铆钉孔一侧其它所有紧固件孔边同时存在次级裂纹，通过主裂纹萌生概率分析可以求出在同一应力工况下第i个主裂纹出时结构的寿命。图6中给出了几种典型的主裂纹出现的形式。在主裂纹出现之前假设每个孔边都有次级裂纹存在，随着主裂纹的扩展及循环数的增多，第二个主裂纹也会出现，所有次级裂纹也随之扩展。依次类推，结构上会出现更多的主裂纹。 [0042] 2、对多孔结构进行损伤容限分析 [0043] 多裂纹之间的相互影响和相互连通导致应力强度因子增大(此类结构应力强度因子比较复杂，一般通过细节有限元模拟求取，带入典型裂纹扩展公式中进行损伤容限分析，应力强度因子求取过程不是本发明的核心内容，因此不做详述)，裂纹扩展速率增加，剩余强度降低，临界裂纹尺寸减小，从而使得从初始损伤扩展到临界尺寸的裂纹扩展寿命要比单一裂纹短得多。多处出现的小裂纹将随着飞机服役期的延长而扩展，即使主导裂纹不发生局部失稳扩展，这些裂纹也将使整个结构的净截面面积减少或与主导裂纹连通形成一条长裂纹，导致整个结构的极限承载能力急剧降低，对整个结构的安全性构成威胁。裂纹扩展分析和剩余强度具体方法同单孔结构损伤容限的分析方法。 [0044] 对于存在主裂纹的搭接结构，通常定义为细节目视可检结构(可检裂纹长度大于25.4mm)，因此基于适航咨询通报120-104选取寿命分散系数2。基于上面求取的裂纹扩展寿命除以分散系数既得结构初始检查间隔，此时结构裂纹初始检查及重复检出概率均高于 95％，满足适航咨询通报的50％检出概率要求。 [0045] 本发明的技术效果：本发明基于各类试验结果及理论分析，对于各类工程结构的广布疲劳损伤特性的分析，提供了一种可靠的计算方法。本方法在结构广布疲劳损伤分析过程中，进行了三种分析方法，第一为疲劳分析。第二对单孔结构进行损伤容限分析，第三对多孔结构进行损伤容限分析。结合这三种分析方法对壁板搭接结构进行广布疲劳损伤分析进行了细致的研究，分析方法简单、明确可操作性强。在详细设计阶段，可以更为精确地从材料工艺属性方面提高疲劳分析精度，同时对机身搭接结构具有普适性与发展性。本方法以试验数据为基础，与理论分析相结合，从实践与理论都充分证明了该方法的优越性，对实际的搭接结构广布疲劳损伤分析给出了指导意义，具有工程分析实际应用的前景，在民用飞机设计初期及后期均有着广泛的应用空间，可以极大的提高分析的准确度及可靠度，从耐久性的角度保证结构服役安全，并可随着试验数据库的扩展，具备发展性。附图说明 [0046] 图1为机身搭接结构示图。 [0047] 图2为机身搭接结构截面示图。 [0048] 图3为搭接结构疲劳试验件。 [0049] 图4为搭接结构疲劳试验件。 [0050] 图5为搭接多孔结构示意图。 [0051] 图6为主裂纹萌生示意图。 [0052] 图7为剩余强度分析曲线示意图。 [0053] 图8为单孔损伤容限分析选用的NASGRO模型。 [0054] 图9为单孔结构裂纹扩展曲线。 [0055] 图10为单孔结构剩余强度曲线。 [0056] 图11为第一条主裂纹出现时结构裂纹示意图。 [0057] 图12为两个孔贯穿后结构示意图。 [0058] 图13为图11的局部放大示意图。 [0059] 图14为多孔损伤容限分析选用的NASGRO模型。 [0060] 图15为多孔结构裂纹扩展曲线。 [0061] 图16为多孔结构剩余强度曲线。 具体实施方式[0062] 算例：以某型号飞机后机身纵向搭接结构为例，该型飞机要求LOV为60000个飞行循环，结构初始检查间隔为30000个飞行循环，重复检查间隔为7500个飞行循环。材料为2024-T42，极限拉伸强度Ftu＝427MPa，结构分析部位净截面名义应力为100MPa，对典型搭接结构进行广布疲劳损伤分析，此分析方法全部采用本发明方法。 [0063] 下面结合附图，对本发明具体实施过程作进一步详细描述，具体步骤描述过程以某型号飞机后机身搭接结构分析为例，其实现过程如下： [0064] 步骤一：疲劳分析 [0065] 对某型飞机搭接结构(图1至图2所示)进行疲劳试验，试验及试验件如图3至图4所示，蒙皮1与长桁2的搭接区作为分析区域A，铆钉孔截面分析位置a，并得到了试验结果如表1所示： [0066] 表1给出了5个试验件的试验寿命 [0067]试件编号 寿命 1 228607 2 312541 3 289620 4 257853 5 314682 [0068] 对试验结果进行处理得到不同可靠度和置信度下的疲劳循环数和分散系数。如表2所示： [0069] 表2不同可靠度和置信度下的疲劳寿命和分散系数 [0070]可靠度/置信度 寿命 分散系数 50％/50％ 280660 - 95％/50％ 202635 1.39 95％/95％ 123706 2.27 99％/95％ 121491 2.31 99.9％/95％ 77012 3.64 [0071] 本文选取可靠度和置信度分别为99.9％和95％下的数据，寿命为77012FC，因此结构疲劳寿命大于飞机服役目标寿命(LOV)。 [0072] 步骤二：基于结构次级裂纹的单孔损伤容限分析 [0073] 选取图5中的任意孔，并对所选取孔进行损伤容限分析。利用NASGRO中的CC04和TC03模型如图8所示。单孔板宽W＝20mm，假设孔的两侧同时存在裂纹，且初始裂纹为a＝c＝0.127mm的角裂纹；选取应力比R＝0，最大载荷σmax＝100MPa的等幅谱载荷。 [0074] 通过对结构进行损伤容限分析，图9和图10给出了单孔结构裂纹扩展与剩余强度曲线，最终裂纹扩展寿命为209119FC。对于单孔结构为不可检结构，对应扩展寿命除以3。 [0075] N＝N1/K＝209119/3＝69706FC [0076] 计算所得结构寿命大于飞机服役目标寿命(LOV)。 [0077] 步骤三：基于结构主导裂纹的损伤容限分析 [0078] 1)特征寿命β的估计值 [0079] 通过搭接结构的5个试验件的疲劳寿命，计算得到特征寿命β的估计值[0080] [0081] 其中ST＝1.3；Sc＝0.65；SR＝2.1。 [0082] (2)第i个裂纹出现时的寿命ti [0083] 计算过程中ST＝1.3；Sc＝0.65；SR如表3所示：不同裂纹数对应的SR值。 [0084] 表3可靠性系数 [0085]主裂纹数 SR 1 2.1 2 2.0 3 1.91 4 1.81 5 1.72 6 1.62 [0086] 利用特征寿命β的估计值 及各个系数计算出不同主裂纹出现时结构所受载荷循环数如表4所示： [0087] 表4不同主裂纹出现时结构所受载荷循环数 [0088]主裂纹数 N 1 137201 2 143703 3 150853 4 158751 5 167522 6 177318 [0089] 假设初始裂纹出现在6孔右侧，第一条主裂纹出现在7孔右边，第二条主裂纹出现在6孔左侧，第三条主裂纹出现在5或8孔两侧如图11所示。先对6孔初始裂纹为a＝c＝1.6mm进行裂纹扩展分析，认为当裂纹长度达到两孔连接长度的90％时两个孔瞬间贯通,因此裂纹扩展长度为14.4mm。在主裂纹扩展的同时，其他孔边同时萌生了主裂纹，在载荷的作用下同时扩展。 [0090] 对于6-7两个孔贯通后的主裂纹长度变为1,2两条裂纹长度加6,7两孔远端之间的长度如表5所示。因此计算假设模型为中间穿透裂纹的有限宽度板，初始裂纹为2a＝29.7mm如图12和图13所示。利用NASGRO中如图14所示的TC05和TC01两种模型进行裂纹扩展分析，得到总循环数为198947FC。 [0091] 表5不同主裂纹在两孔贯通时扩展的长度 [0092] [0093] 裂纹扩展曲线以及剩余强度曲线如图15和16所示： [0094] 对于壁板搭接结构多孔分析时认为两个孔在贯通后可检；检查间隔计算如下： [0095] 裂纹从初始到可检飞行循环Ninsp：179600FC。 [0096] 裂纹从初始到临界飞行循环Ncrit：198947FC。 [0097] 对于可检结构分散系数K1取2。 [0098] 检查门槛值：NThre＝Ncrit/K1＝99800FC，大于结构初始检查间隔30000飞行循环要求。 [0099] 检查间隔：NInter＝(Ncrit-Ninsp)/K1＝9673FC，大于结构初始检查间隔7500飞行循环要求。 [0100] 以上所述仅是本发明的实现方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。 |
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