技术领域
[0001] 本
发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及直升机金属结构缺陷容限性能的验证方法。
背景技术
[0002] FAR/CCAR27/29.571条适航条款“飞行结构的疲劳评定(疲劳)”明确规定，除非特定的结构限制，结构的疲劳评定必须符合缺陷容限或破损安全的要求。
[0003] 通常直升机的关键结构件的使用寿命是采用安全寿命法给出的，而安全寿命法基于结构完好无缺这种理想情况。事实上，一个结构件从它的原材料到制造和交付使用过程中都可能存在初始漏检的缺陷和产生不易被察觉的意外损伤，这些缺陷和损伤可能会大大降低结构的使用寿命，从而危及飞行安全。从这个意义上讲，安全寿命实际上并不“安全”。因此，和安全寿命一样，给出可检结构的安全检查周期和结构所允许的最大损伤也应该纳入直升机的主要维护建议的相关章节中，即对可检结构通过周期性的检查，保证这些缺陷或损伤在下次检查之前不会扩展到导致直升机出现灾难性事故的程度，而对不可检结构则要求结构所允许的最大损伤在使用寿命期内不会扩展到导致直升机出现灾难性事故的程
度。
发明内容
[0004] 为解决上述问题，本发明提出一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法，给出直升机金属结构典型缺陷的类型和尺寸、缺陷预制方法、缺陷容限试验、缺陷容限性能和检查周期计算等方法，从而保证直升机金属结构在寿命期内不会因缺陷而破坏。
[0005] 本发明直升机金属结构缺陷容限验证方法，包括以下步骤：
[0006] 第一步、根据结构材料、制造、使用情况选择缺陷类型及参数；
[0007] 第二步、通过应
力分析和疲劳试验确定结构的危险区域；
[0008] 第三步、制造全尺寸金属结构试验件，至少在在所述第二步确定的危险区域内预制缺陷；
[0009] 第四步、基于实测
载荷和破坏
应力分析，确定金属结构缺陷容限试验的动、静载荷；
[0010] 第五步、进行带缺陷的全尺寸试件缺陷容限试验，根据试验结果和材料缺陷容限S-N曲线，计算结构平均缺陷容限S-N曲线；
[0011] 第六步、若试验件破坏起始于缺陷部位，使用应力修正系数对结构缺陷容限平均曲线进行修正；
[0012] 第七步、采用安全系数对平均缺陷容限S-N曲线进行修正，确定结构安全缺陷容限S-N曲线；
[0013] 第八步、使用结构安全缺陷容限S-N曲线和结构实测载荷谱，计算带缺陷结构的安全寿命，不同缺陷分别计算，取计算结果中的最小值作为带缺陷结构的检查周期，给出结构缺陷的检查要求。
[0014] 优选的是，在所述第一步中，直升机金属结构的缺陷，是指在使用过程中能够影响结构的使用安全的损伤，基于危险性分析以及对制造、使用、维修、事故的统计和评估。
[0015] 在上述方案中优选的是，在所述第二步中，结构的危险区域为结构
有限元分析的高应力区，或者全尺寸结构疲劳试验的破坏部位，所述高应力区的选取包括使所述高应力区的面积至少占全尺寸的十分之一的步骤。
[0016] 在上述方案中优选的是，在所述第三步中，还包括对易出现缺陷区域预制缺陷，结构的易出现缺陷区域基于统计和评估确定，在全尺寸金属结构试验件上预制第一步所述的四类缺陷时，刮痕采用机械方法制造、冲击坑使用落锤等制造、部分传力失效采用移除
螺栓或去掉拧紧力矩模拟，最后在盐雾环境中放置给定时间进行
腐蚀。
[0017] 在上述方案中优选的是，在所述第四步中，基于带缺陷标准小试件的特性参数、结合结构应力分析和缺陷影响分析，计算与带缺陷结构性能相匹配的试验载荷，以避免结构低周疲劳破坏，并满足缺陷容限
加速试验要求。试验的静载荷
覆盖飞行中可能出现的最大载荷。
[0018] 在上述方案中优选的是，在所述第六步中，由于试验件上预制的实际缺陷和理论定义缺陷在尺寸上存在一定偏差，故采用应力修正系数对结构缺陷容限平均曲线进行修正，修正只针对那些裂纹起始于缺陷部位并导致结构疲劳破坏的情况，应力修正系数为
R刮痕、冲击＝[(tr/rr)/(ts/rs)]0.426、R腐蚀＝(tr/ts)0.5，式中：tr、rr为实际缺陷深度和半径，ts、rs为定义的缺陷深度和半径。
[0019] 在上述方案中优选的是，在所述第七步中，采用强度减缩系数K1和寿命分散系数K2，对平均缺陷容限S-N曲线进行分别进行强度减缩和寿命分散处理，确定高、低周两条S-N特性曲线，该两条特性曲线的下包络线作为结构安全缺陷容限S-N特性曲线。按照上述方法分别计算四种类型缺陷对应的缺陷容限特性曲线。
[0020] 在上述方案中优选的是，在所述第八步中，采用MINER损伤累计原理分别计算四类缺陷结构的安全寿命，检查周期取其中最小值。
[0021] 在上述方案中优选的是，第七步中，所述安全系数包括强度减缩系数K1和寿命分散系数K2。
[0022] 在上述方案中优选的是，所述直升机金属结构缺陷类型包括刮痕、冲击、腐蚀以及多路传力部分破坏或失效中的至少一种，所述缺陷至少覆盖90％以上的损伤情况。
[0023] 本发明升机金属结构缺陷检查周期确定方法，基于危险性分析、相似材料和结构的历史经验来统计结构上常见缺陷的类型和尺寸，通过带缺陷小试样试验确定缺陷容限S-N特性曲线基本参数，采用带缺陷试件的试验确定带缺陷结构的疲劳极限，结合飞行载荷谱给出的可检结构缺陷的安全检查周期和所允许的最大损伤，可保证直升机使用的安全，并满足FAR/CCAR27/29.571条适航条款的缺陷容限验证要求。
附图说明
[0024] 图1是按照本发明直升机金属结构缺陷容限验证方法的一优选
实施例的
流程图。
[0025] 图2是图1所示实施例的试验件缺陷预制示意图。
[0026] 图3是图2所示实施例的侧视图。
[0027] 图4是图1所示实施例的缺陷容限验证试验载荷计算流程示意图。
[0028] 图5是图1所示实施例的缺陷容限性能曲线示意图。
具体实施方式
[0029] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0030] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“
水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或
位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0031] 为解决上述问题，本发明提出一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法，通过建立直升机金属结构的检查周期或退役时间，避免结构在寿命期内的破坏。
[0032] 本发明直升机金属结构缺陷容限验证方法，包括以下步骤：
[0033] 第一步、根据结构材料、制造、使用情况选择缺陷类型、参数；
[0034] 第二步、通过应力分析和疲劳试验确定结构的危险区域；
[0035] 第三步、制造全尺寸金属结构试验件，在其危险区域和易出现缺陷区域预制各种缺陷；
[0036] 第四步、基于实测载荷和破坏应力分析，确定金属结构缺陷容限试验的动、静载荷；
[0037] 第五步、进行带缺陷的全尺寸试件缺陷容限试验，根据试验结果和材料缺陷容限S-N曲线，计算结构平均缺陷容限S-N曲线；
[0038] 第六步、若试验件破坏起始于缺陷部位，使用应力修正系数对结构缺陷容限平均S-N曲线进行修正；
[0039] 第七步、采用安全系数K1(强度减缩系数)和K2(寿命分散系数)对平均缺陷容限S-N曲线进行修正，确定结构安全缺陷容限S-N曲线；
[0040] 第八步、使用结构安全缺陷容限S-N曲线和结构实测载荷谱，计算带缺陷结构的安全寿命，不同缺陷分别计算，取计算结果中的最小值作为带缺陷结构的检查周期，给出结构缺陷的检查要求。
[0041] 本实施例中，在所述第一步中，直升机金属结构的缺陷，是指生产、使用中各种可能出现的微小损伤，这类损伤在一段时间使用后有可能影响结构的使用安全。基于危险性分析以及对制造、使用、维修、事故等的统计和评估，直升机金属结构缺陷类型包括刮痕、冲击、腐蚀和多路传力(如果有)部分破坏或失效，缺陷尺寸应能覆盖90％以上的损伤情况。
[0042] 本实施例中，在所述第二步中，结构的危险区域为结构有限元分析的高应力区，或者全尺寸结构疲劳试验的破坏部位。
[0043] 本实施例中，在所述第三步中，结构的易出现缺陷区域，指结构容易受到设备、工具、沙石等磕碰、冲击、刮伤的外露表面，基于统计和评估确定。在全尺寸金属结构试验件上预制第一步所述的四类缺陷时，刮痕采用机械方法制造、冲击坑使用落锤等制造、部分传力失效采用移除螺栓或去掉拧紧力矩模拟，最后在盐雾环境中放置给定时间进行腐蚀。
[0044] 本实施例中，在所述第四步中，基于带缺陷标准小试件的特性参数、结合结构应力分析和缺陷影响分析，计算与带缺陷结构性能相匹配的试验载荷，以避免结构低周疲劳破坏，并满足缺陷容限加速试验要求。试验的静载荷覆盖飞行中可能出现的最大载荷。
[0045] 本实施例中，在所述第六步中，由于试验件上预制的实际缺陷和理论定义缺陷在尺寸上存在一定偏差，故采用应力修正系数对结构缺陷容限平均S-N曲线进行修正，修正只针对那些裂纹起始于缺陷部位并导致结构疲劳破坏的情况，应力修正系数为R刮痕、冲击＝[(tr/0.426 0.5
rr)/(ts/rs)] 、R腐蚀＝(tr/ts) ，式中：tr、rr为实际缺陷深度和半径，ts、rs为定义的缺陷深度和半径。
[0046] 本实施例中，在所述第七步中，采用强度减缩系数K1和寿命分散系数K2，对平均缺陷容限S-N曲线进行分别进行强度减缩和寿命分散处理，确定高、低周两条S-N特性曲线，该两条特性曲线的下包络线作为结构安全缺陷容限S-N特性曲线。按照上述方法分别计算四种类型缺陷对应的缺陷容限特性曲线。
[0047] 本实施例中，在所述第八步中，采用MINER损伤累计原理分别计算四类缺陷结构的安全寿命，检查周期取其中最小值。
[0048] 结构从装机服役起的寿命期内，按给定的检查周期循环检查，并视缺陷尺寸大小和扩展情况采取无需修理、修理或更换等处置措施。
[0049] 下面以某型直升机金属结构为例，阐述具体实施方式：
[0050] (1)缺陷类型
[0051] 金属结构缺陷容限验证的缺陷，指生产、使用中各种可能出现的微小损伤，如制造、装配过程中的刮伤，使用、维护过程中由地面车辆、设备、工具、石头、
冰雹等碰撞、冲击造成的轻微损伤，以及使用环境造成的腐蚀等，这些微小损伤还不足以立刻危及到结构的安全使用，但在经过一段时间的使用后，有可能扩展成具有危害性的裂纹。其尺寸有别于某些严重的损伤，如
鸟撞、
雷击、弹击等。
[0052] 这类微小损伤在结构的制造和使用过程中均不可避免，而且可能出现在结构的一切区域内(危险和非危险区域)。
[0053] 确定缺陷类型基于危险性分析、相似材料和结构的历史经验
整理，包括外场服役报告、大修及修理报告、故障和事故调查、制造记录、
冶金评估等，归纳为刮痕、冲击、腐蚀、多路传力部分失效等四种类型，缺陷容限验证需考虑上述四类缺陷的组合情况。
[0054] (2)缺陷参数
[0055] 缺陷参数的确定以能反映缺陷的特征且在规定的检查手段下明显可检(即具有高的检出概率)及易于统计为原则。
[0056] 刮痕、冲击、腐蚀缺陷尺寸
[0057] 缺陷标准尺寸能覆盖结构寿命期内90％以上的由于制造、维护和使用环境等因素导致的损伤，源于生产和维护中缺陷尺寸的统计结果。
[0058] 刮痕用深度和底部半径来表示它的几何尺寸；冲击用深度表示它几何特征；腐蚀的几何特征用腐蚀坑的深度来定义；如果在
制造过程中结构的关注区域存在刮痕或冲击缺陷，后又在盐雾中暴露，则缺陷尺寸的深度相互
叠加，表1为典型金属材料缺陷参数。
[0059] 表1缺陷的形状和尺寸
[0060]
[0061] 多路传力部分破坏或失效模式
[0062] 对多路传力结构，根据传力路线的多少考虑失效模式：
[0063] 对2到3路的传力结构，考虑在受载最严重的传力路线上存在初始微裂纹或严重缺陷；
[0064] 对3到6路的传力结构，考虑受载最严重的传力路线失效；
[0065] 对7到12路的传力结构，考虑2组相邻最严重的传力路线的失效；
[0066] 对n＞12路的传力结构，考虑n/6组(至少3组)相邻最严重的传力路线的失效。
[0067] (3)缺陷预制
[0068] 通过有限元分析或疲劳试验分析，确定结构疲劳危险区域，评估制造、使用过程中易产生缺陷的区域。
[0069] 在试验件的上述区域预制定义的四种类型缺陷(刮痕、冲击、腐蚀、多路传力部分失效，如果无多路传力，则预制三种)。刮痕采用机械方法制造，冲击坑采用冲击锤或落锤等制造，移除螺栓或去掉拧紧力矩制造部分传力失效，最后在盐雾环境中放置给定时间进行腐蚀，见图2、图3所示。
[0070] (4)缺陷容限S-N特性参数
[0071] 曲线形状参数
[0072] 缺陷结构的S-N曲线与无缺陷结构的表达式一致，区别在于形状参数的不同，采用相同材料带缺陷标准小试件的疲劳试验确定。
[0073] 表2为部分带缺陷常用材料S-N曲线方程的A、α参数值。
[0074] 表2缺陷容限S-N曲线基本参数
[0075]
[0076] 强度安全系数
[0077] 缺陷容限验证采用的安全系数大于传统安全寿命法所用的安全系数，主要考虑一种严重的缺陷正好发生在结构最关键部位的概率较低，包括强度减缩系数K1和寿命分散系数K2，σ为材料母体标准差。
[0078] 表3含缺陷结构的安全系数K1和K2
[0079]
[0080] 载荷或应力的修正系数
[0081] 由于试验件上的真实缺陷和理论定义的缺陷存在一定偏差，因此必须对真实应力进行修正，应力修正系数用于对疲劳极限的修正，只针对那些裂纹起始于缺陷部位并导致结构疲劳破坏的情况；缺陷没有最终导致裂纹的情况则不需要考虑，应力修正系数为：
[0082] R刮痕、冲击＝[(tr/rr)/(ts/rs)]0.426 (1)
[0083] R腐蚀＝(tr/ts)0.5 (2)
[0084] 式中：tr、rr分别为实际验证的缺陷深度和半径，ts、rs分别为定义的缺陷深度和半径。
[0085] (5)结构的缺陷容限性能试验
[0086] 进行带缺陷的全尺寸试验件疲劳试验，其中试验载荷基于带缺陷标准小试件的特性参数、结构的应力分析和缺陷影响分析等结果确定(见图4所示计算流程)，必须保证试验载荷与带缺陷结构的性能相匹配，在缺陷容限试验过程中采用裂纹报警等手段监控缺陷的演变情况。
[0087] 根据试验结果计算结构的平均疲劳极限，依据试验件预制缺陷和理论缺陷的偏差，确定疲劳极限修正系数并予以修正，结合带缺陷材料的S-N特性方程(表2)确定带缺陷结构的平均S-N特性曲线，考虑强度减缩K1和寿命分散系数K2后，得出强度减缩和寿命减缩后的两条S-N特性曲线，安全S-N特性曲线为这两条S-N特性曲线的下包络线，见图5所示。
[0088] (6)检查周期计算
[0089] 得到刮痕、冲击、腐蚀、多路传力部分失效等四种类型结构缺陷对应的缺陷容限性能后，结合结构的载荷谱，计算获得结构的检查周期。检查周期的计算方法与安全寿命计算方法相同，四种类型缺陷分别计算，检查周期取其中最小值。
[0090] 结构从装机服役起，到第一个检查周期时进行检查，如果检查时没有发现大于理论尺寸的缺陷，结构无需修理，可以继续使用至下一个检查周期，如此循环检查直至达到结构的使用寿命。
[0091] 当检查发现大于理论尺寸的缺陷或即使小于理论尺寸但存在扩展趋势时，如果修理程序已经得到权威性的验证，并且修复后能达到原来的强度要求，则结构可以进行修理，并将使用相同的检查周期继续交付使用，如此循环直至结构的使用寿命结束；否则更换新结构。
[0092] 若计算的结构检查周期与其使用寿命一致，则在装机时如无超出理论尺寸的缺陷存在，且在飞行使用维护过程中也不存在大于理论缺陷的损伤时，在整个寿命期内不用检查。
[0093] (7)检查要求
[0094] 以下检查要求在一个检查周期小于结构的使用寿命时执行：
[0095] a)采用3倍放大镜目视检查，检查并记录装机件表面有无冲击、划痕和腐蚀缺陷，前一个检查周期就存在的缺陷，则需要观测缺陷有无扩展情况。若有则按本示例(6)的规定执行。每个检查周期重复检查3次，以保证99.9％的检出概率。
[0096] b)有螺栓连接的结构，用力矩
扳手检查各螺栓的拧紧力矩，若拧紧力矩不足，则恢复至设计要求的力矩，并加以记录。
[0097] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行
修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
