本發(fā)明屬于飛機控制，尤其涉及一種含預制裂紋試驗件疲勞萌生壽命評估方法。

背景技術：

1、目前，在飛機強度損傷容限試驗設計中，都是制作相應的試驗件進行試驗、評估。但是，傳統(tǒng)的試驗評估方法均無法對含預制裂紋試驗件的裂紋萌生壽命進行計算、預測，無法適用于含預制裂紋試驗件，即無法對含預制裂紋試驗件的疲勞萌生壽命進行準確計算，從而嚴重影響了飛機強度損傷容限試驗的試驗結果。

技術實現(xiàn)思路

1、為解決現(xiàn)有技術中存在的上述問題，本發(fā)明提供了一種含預制裂紋試驗件疲勞萌生壽命評估方法。

2、為解決上述技術問題，本發(fā)明采用如下技術方案：

3、本發(fā)明所述的一種含預制裂紋試驗件疲勞萌生壽命評估方法，首先基于含預制裂紋試驗件的結構信息，建立細節(jié)有限元模型，然后利用細節(jié)有限元模型計算得到裂紋尖端處應力集中系數(shù)，并通過該裂紋尖端處應力集中系數(shù)，結合材料和構型相關系數(shù)，計算試驗件細節(jié)疲勞額定值，最后根據(jù)試驗件承受的疲勞載荷譜，得到含預制裂紋試驗件裂紋萌生壽命。

4、進一步地，所述含預制裂紋試驗件疲勞萌生壽命評估方法包括：

5、s1.建立細節(jié)有限元模型：利用含預制裂紋試驗件的結構數(shù)模，建立細節(jié)有限元模型，該細節(jié)有限元模型能反映局部細節(jié)應力；

6、s2.計算得到裂紋尖端處應力集中系數(shù)，包括：

7、在細節(jié)有限元模型的兩端分別加單位載荷和固定約束；

8、利用有限元軟件，進行靜力線性計算，獲得裂尖處的單元應力；

9、根據(jù)裂尖處應力水平和基本截面處應力水平，確定裂紋尖端處應力集中系數(shù)kt；

10、s3.計算含預制裂紋試驗件細節(jié)疲勞額定值，包括：

11、將含預制裂紋試驗件作為受拉結構無緊固件類型進行細節(jié)疲勞額定值dfr計算，根據(jù)裂紋尖端處應力集中系數(shù)kt確定細節(jié)疲勞額定值基準值dfrbase；

12、結合材料系數(shù)k、粗糙度系數(shù)f和構件疲勞額定系數(shù)rc，根據(jù)公式dfr＝dfrbase×k×f×rc，計算得到試驗件細節(jié)疲勞額定值dfr；

13、s4.預測試驗件裂紋萌生壽命：根據(jù)疲勞可靠性分析，把95％可靠度下的試驗件細節(jié)疲勞額定值dfr，轉換為50％可靠度下dfrr，再根據(jù)含預制裂紋試驗件承受的疲勞載荷譜，預測試驗件裂紋萌生壽命。

14、進一步地，在步驟s1中，所述細節(jié)有限元模型為細節(jié)有限元二維模型或細節(jié)有限元三維模型。

15、進一步地，在步驟s2中，根據(jù)裂尖處應力水平和基本截面處應力水平，確定裂紋尖端處應力集中系數(shù)kt，具體為：根據(jù)裂紋尖端處應力smax和基本截面處應力s，基本截面取裂紋尖與加載/加持段距離一半處，確定裂紋尖端處應力集中系數(shù)kt＝smax/s。

16、進一步地，在步驟s4中，通過以下公式，把95％可靠度下的試驗件細節(jié)疲勞額定值dfr，轉換為50％可靠度下dfrr；

17、

18、式中，α為形狀參數(shù)，br＝1/lg(sr)，rs為細節(jié)疲勞額定值的可靠度，ln()為對數(shù)函數(shù)。

19、進一步地，在步驟s4中，所述疲勞載荷譜為等幅載荷譜。

20、進一步地，在步驟s2中獲得裂尖處的單元應力時，取最大應力水平。

21、本發(fā)明的有益效果：

22、本發(fā)明通過上述技術方案，即可對含預制裂紋試驗件的疲勞萌生壽命進行準確計算，提高了飛機強度損傷容限試驗結果的正確性，進而提升了飛機飛行的安全性。

技術特征：

1.一種含預制裂紋試驗件疲勞萌生壽命評估方法，其特征在于，首先基于含預制裂紋試驗件的結構信息，建立細節(jié)有限元模型，然后利用細節(jié)有限元模型計算得到裂紋尖端處應力集中系數(shù)，并通過該裂紋尖端處應力集中系數(shù)，結合材料和構型相關系數(shù)，計算試驗件細節(jié)疲勞額定值，最后根據(jù)試驗件承受的疲勞載荷譜，得到含預制裂紋試驗件裂紋萌生壽命。

2.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，包括：

3.根據(jù)權利要求2所述的方法，其特征在于，在步驟s1中，所述細節(jié)有限元模型為細節(jié)有限元二維模型或細節(jié)有限元三維模型。

4.根據(jù)權利要求2所述的方法，其特征在于，在步驟s2中，根據(jù)裂尖處應力水平和基本截面處應力水平，確定裂紋尖端處應力集中系數(shù)kt，具體為：根據(jù)裂紋尖端處應力smax和基本截面處應力s，基本截面取裂紋尖與加載/加持段距離一半處，確定裂紋尖端處應力集中系數(shù)kt＝smax/s。

5.根據(jù)權利要求2-4中任一所述的方法，其特征在于，在步驟s4中，通過以下公式，把95％可靠度下的試驗件細節(jié)疲勞額定值dfr，轉換為50％可靠度下dfrr；

6.根據(jù)權利要求5所述的方法，其特征在于，在步驟s4中，所述疲勞載荷譜為等幅載荷譜。

7.根據(jù)權利要求2-4，6中任一所述的方法，其特征在于，在步驟s2中獲得裂尖處的單元應力時，取最大應力水平。

技術總結
本發(fā)明涉及一種含預制裂紋試驗件疲勞萌生壽命評估方法，該方法首先基于含預制裂紋試驗件的結構信息，建立細節(jié)有限元模型，然后利用細節(jié)有限元模型計算得到裂紋尖端處應力集中系數(shù)，并通過該裂紋尖端處應力集中系數(shù)，結合材料和構型相關系數(shù)，計算試驗件細節(jié)疲勞額定值，最后根據(jù)試驗件承受的疲勞載荷譜，得到含預制裂紋試驗件裂紋萌生壽命。這樣，通過本方法即可對含預制裂紋試驗件的疲勞萌生壽命進行準確計算，提高了飛機強度損傷容限試驗結果的正確性，進而提升了飛機飛行的安全性。

技術研發(fā)人員：姜昊,周立勝
受保護的技術使用者：中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/12/23