專(zhuān)利名稱(chēng)：一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命估算方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)壽命估算技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命估算方法的改進(jìn)。
背景技術(shù)：
飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命評(píng)估方法，目前主要有以下幾種(1)確定機(jī)體日歷壽命的經(jīng)驗(yàn)法目前國(guó)內(nèi)外主要根據(jù)飛機(jī)自然淘汰的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)和部分飛機(jī)領(lǐng)先飛行的實(shí)踐以及大修經(jīng)驗(yàn)來(lái)確定日歷總壽命和翻修周期，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命評(píng)定的好壞與飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)的多少和評(píng)價(jià)者本身的經(jīng)驗(yàn)有關(guān)。(2)腐蝕損傷線性累積模型通過(guò)建立腐蝕介質(zhì)溫度與臨界腐蝕時(shí)間關(guān)系T-H曲線，以不同文溫度下結(jié)構(gòu)/材料臨界腐蝕量Dc為參數(shù)，當(dāng)累積損傷量到1時(shí)，認(rèn)為材料/結(jié)構(gòu)損傷破壞。該模型在形式上類(lèi)似于Miner法則，易于理解，其計(jì)算過(guò)程也簡(jiǎn)單。但該模型僅涉及到純腐蝕損傷，由于缺乏主要飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料T-H曲線，臨界腐蝕損傷的定義也沒(méi)有與材料強(qiáng)度/疲勞性能下降聯(lián)系起來(lái)，尚難于付諸工程應(yīng)用。(3)環(huán)境當(dāng)量折算曲線反推法該方法提出用金屬腐蝕電流作為度量尺度和用控制金屬表面潤(rùn)濕時(shí)間的方法來(lái)得到加速環(huán)境譜，通過(guò)計(jì)算和當(dāng)量折算試驗(yàn)給出當(dāng)量折算曲線(C0E曲線)。然后用該曲線將實(shí)際結(jié)構(gòu)的當(dāng)量環(huán)境譜折算為試驗(yàn)環(huán)境條件下的等效譜，就可反推出試驗(yàn)等效譜所代表的日歷時(shí)間。該方法為將當(dāng)量環(huán)境譜等效為加速試驗(yàn)譜提供了一種簡(jiǎn)捷途徑，可以作為編制初步的加速環(huán)境譜的途徑之一。但該方法不能反應(yīng)日歷時(shí)間對(duì)材料疲勞特性的影響。(4)腐蝕疲勞方法該方法包含應(yīng)力腐蝕疲勞模型、應(yīng)變控制的腐蝕疲勞模型、腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展模型、腐蝕-疲勞全過(guò)程模型等，以上這些模型可用于飛機(jī)空中飛行時(shí)腐蝕環(huán)境與疲勞載荷共同作用的情況下，但無(wú)法考慮地面停放所帶來(lái)的腐蝕損傷。腐蝕疲勞諸模型所使用的材料或試件的疲勞壽命數(shù)據(jù)或曲線大都是在實(shí)驗(yàn)室加速實(shí)驗(yàn)得到的，而這種試驗(yàn)相當(dāng)于多長(zhǎng)時(shí)間自然環(huán)境腐蝕老化效應(yīng)卻不得而知。而且模型涉及到金屬與環(huán)境間的腐蝕動(dòng)力學(xué)參數(shù)、電化學(xué)反應(yīng)參數(shù)及斷裂力學(xué)參數(shù)等，參數(shù)較多且不容易取得，給工程應(yīng)用帶來(lái)不便。(5)耐久性評(píng)定方法把鋁合金及高強(qiáng)鋼點(diǎn)腐蝕坑看作當(dāng)量初始疲勞質(zhì)量，引入到耐久性模型中，用概率斷裂力學(xué)方法進(jìn)行估算疲勞壽命。該類(lèi)方法屬于斷裂力學(xué)研究?jī)?nèi)容，工程應(yīng)用上尚需初始疲勞質(zhì)量試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種新的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命評(píng)定的工程方法，此方法能夠同時(shí)考慮日歷時(shí)間和疲勞載荷對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響，評(píng)定方法簡(jiǎn)單，彌補(bǔ)現(xiàn)有工程方法的不足。本發(fā)明的技術(shù)方案是一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命估算方法，其特征在于，包括如下步驟第一，在考慮日歷時(shí)間影響情況下，編制疲勞載荷譜；飛機(jī)一個(gè)飛行訓(xùn)練周期包含m個(gè)飛行起落(或飛行次數(shù))，共T飛行小時(shí)，在日歷時(shí)間Y內(nèi)完成(如

圖1所示)。空中飛行時(shí)間與地面停放時(shí)間是一個(gè)交替進(jìn)行的連續(xù)過(guò)程。某次飛行中某一級(jí)載荷狀態(tài)i的描述參數(shù)應(yīng)包括載荷參數(shù)Si及時(shí)間、(或循環(huán)數(shù)叫)，狀態(tài)i之前的所有空中環(huán)境因素Σ Eaj和地面停放環(huán)境因素Σ Egj以及此時(shí)的日歷時(shí)刻y“這里Σ并非求和而表示環(huán)境綜合影響)。對(duì)于軍機(jī)，可略去空中環(huán)境因素Σ ‘并把每次飛行后地面環(huán)境因素Egl，Eg2，"A511視為一種環(huán)境(可用該環(huán)境區(qū)一個(gè)日歷年的平均環(huán)境來(lái)代替)，再把每次飛行載荷譜按順序連接起來(lái)就得到圖2和圖3所示的日歷載荷譜。圖2中，第k次飛行中，第i個(gè)載荷狀態(tài)的描述參數(shù)為Spi^yp其中&如下計(jì)算Yj = Y1+^+-+Yk-!(1)第二，建立日歷時(shí)間與疲勞壽命的關(guān)系將典型結(jié)構(gòu)材料在飛機(jī)服役地域地面環(huán)境腐蝕后的疲勞性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)或加速試驗(yàn)數(shù)據(jù)引入計(jì)算模型。通過(guò)建立y-S-N(時(shí)間-應(yīng)力水平-疲勞壽命)曲線或C-y曲線(C 定義為時(shí)間y下結(jié)構(gòu)的中值疲勞壽命與日歷時(shí)間為0時(shí)結(jié)構(gòu)相同載荷譜下中值壽命之比)， 將日歷時(shí)間與材料/結(jié)構(gòu)的疲勞壽命曲線聯(lián)系起來(lái)。第三，利用線性累積損傷理論估算結(jié)構(gòu)日歷壽命每個(gè)載荷循環(huán)造成的疲勞損傷為
權(quán)利要求
1. 一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命估算方法，其特征在于，包括如下步驟第一，在考慮日歷時(shí)間影響情況下，編制疲勞載荷譜；飛機(jī)一個(gè)飛行訓(xùn)練周期包含m個(gè)飛行起落(或飛行次數(shù))，共T飛行小時(shí)，在日歷時(shí)間 Y內(nèi)完成?？罩酗w行時(shí)間與地面停放時(shí)間是一個(gè)交替進(jìn)行的連續(xù)過(guò)程。某次飛行中某一級(jí)載荷狀態(tài)i的描述參數(shù)應(yīng)包括載荷參數(shù)Si及時(shí)間^ (或循環(huán)數(shù) rO，狀態(tài)i之前的所有空中環(huán)境因素Σ Eaj和地面停放環(huán)境因素Σ Egj以及此時(shí)的日歷時(shí)刻 y」(這里Σ并非求和而表示環(huán)境綜合影響)。對(duì)于軍機(jī)，可略去空中環(huán)境因素Σ 并把每次飛行后地面環(huán)境因素Egl，Eg2，…Egm視為一種環(huán)境(可用該環(huán)境區(qū)一個(gè)日歷年的平均環(huán)境來(lái)代替)，再把每次飛行載荷譜按順序連接起來(lái)就得到日歷載荷譜。第k次飛行中，第i個(gè)載荷狀態(tài)的描述參數(shù)為Si, ni; &，其中yj如下計(jì)算
全文摘要
一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命估算方法，屬于飛機(jī)壽命估算技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命估算方法的改進(jìn)。該方法主要包括三個(gè)步驟第一，在考慮日歷時(shí)間影響情況下，編制疲勞載荷譜；第二，建立日歷時(shí)間與疲勞壽命的關(guān)系；第三，利用線性累積損傷理論估算結(jié)構(gòu)日歷壽命。本方法的優(yōu)點(diǎn)為在疲勞壽命估算過(guò)程中，同時(shí)考慮了日歷時(shí)間和環(huán)境因素的影響，能夠較真實(shí)反應(yīng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)際遭受的載荷-環(huán)境歷程，需要確定的參數(shù)較少，方便工程應(yīng)用。
文檔編號(hào)G06F19/00GK102184326SQ20111011395
公開(kāi)日2011年9月14日 申請(qǐng)日期2011年5月4日 優(yōu)先權(quán)日2011年5月4日
發(fā)明者王斌團(tuán), 王新波, 王繼普 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所