一種確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷平均行為的壽命升降法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛機(jī)結(jié)構(gòu)中廣布疲勞損傷敏感結(jié)構(gòu)的廣布疲勞損傷平均行為的預(yù)測 問題，具體涉及一種確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷平均行為的壽命升降法，其為基于疲勞應(yīng) 用統(tǒng)計的強(qiáng)度升降法確定結(jié)構(gòu)指定剩余強(qiáng)度的疲勞壽命的壽命升降法，適用于機(jī)隊中各類 廣布疲勞損傷敏感結(jié)構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002] 自1988年Aloha航空事故以來，廣布疲勞損傷（WFD)問題引起了學(xué)術(shù)界和航空界 的廣泛關(guān)注。WFD是指多個相似或相同細(xì)節(jié)中同時出現(xiàn)尺寸和密度足夠的裂紋，使結(jié)構(gòu)的剩 余強(qiáng)度不再滿足聯(lián)邦航空條例§ 25. 571 (b)的要求。WFD包括兩類情況，一類是發(fā)生于一個 大的結(jié)構(gòu)單元如蒙皮連接處的鉚釘連線，這類被稱為多部位損傷（MSD)，另一類是發(fā)生于多 元件結(jié)構(gòu)，如相鄰的框架或縱梁，稱為多元件損傷（MED)。MSD和MED的初始裂紋通常都太 小以至于在常規(guī)檢查手段下難以被發(fā)現(xiàn)，在沒有干預(yù)的情況下，這些裂紋將擴(kuò)展并最終危 害到飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性。因此，研宄和阻止WFD的發(fā)生成為了學(xué)術(shù)界和航空界的熱點(diǎn)。
[0003] 美國聯(lián)邦航空管理局針對WFD問題發(fā)布了一系列規(guī)定和咨詢通告，要求飛機(jī)設(shè)計 認(rèn)可持有人確定支持飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷評定和維修大綱的有效性限制（LOV)，保證運(yùn) 輸類飛機(jī)，尤其是老齡飛機(jī)的持續(xù)適航能力。國內(nèi)外針對WFD的相關(guān)規(guī)定進(jìn)行了深入的分 析和解讀，并就LOV的確定方法展開了研宄和討論。對于飛機(jī)的每個敏感結(jié)構(gòu)都進(jìn)行WFD 評定以確定其WFD平均行為（WFDaJ是確定LOV的基礎(chǔ)。目前確定WFDavJ^方法以分析手 段為主，而在實驗確定WFDave方面尚無相關(guān)的文獻(xiàn)，研宄者們正對此開展研宄。本發(fā)明正是 在這一背景下，基于疲勞應(yīng)用統(tǒng)計中的強(qiáng)度升降法提出的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明要解決的技術(shù)問題為：基于疲勞應(yīng)用統(tǒng)計中的強(qiáng)度升降法，建立測定結(jié)構(gòu) 指定剩余強(qiáng)度的疲勞壽命的方法，用以預(yù)測飛機(jī)結(jié)構(gòu)指定剩余強(qiáng)度下的疲勞壽命，并最終 提出一種確定WFD敏感結(jié)構(gòu)的WFD平均行為的壽命升降法。
[0005] 本發(fā)明解決上述技術(shù)問題采用的技術(shù)方案為：一種確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷平 均行為的壽命升降法，其特征在于包括以下步驟：
[0006] 步驟A，首先確定結(jié)構(gòu)所受疲勞載荷和需要滿足的剩余強(qiáng)度〇 _，并選取一個相對 較高的初始疲勞壽命級Ntl和合適的壽命級差A(yù)N;
[0007] 步驟B，進(jìn)行疲勞裂紋萌生和裂紋擴(kuò)展實驗，若未到達(dá)選定壽命級試件就斷裂，實 驗結(jié)果記為"破壞"，若實驗到達(dá)選定壽命時試件未斷裂，則進(jìn)行步驟C;
[0008] 步驟C，進(jìn)行靜強(qiáng)度實驗，取靜強(qiáng)度實驗中的最大載荷為試件的剩余強(qiáng)度Orei，若 〇 ，則實驗結(jié)果記為"破壞"，若〇w，則實驗結(jié)果記為"越出";"破壞"和"越 出"為兩個相反的結(jié)果；
[0009] 步驟D，若前一個試件為"破壞"，則隨后的一個試件在前一個試件的壽命級上減壽 命級差△N，進(jìn)行步驟B，若前一個試件為"越出"，則隨后的一個試件在前一個試件的壽命 級上加壽命級差A(yù)N，進(jìn)彳丁步驟B;
[0010] 步驟E，根據(jù)步驟B至步驟D序貫進(jìn)行實驗。從第一次出現(xiàn)相反結(jié)果的兩個數(shù)據(jù)點(diǎn) 開始記為有效數(shù)據(jù)，實驗至6~12個有效數(shù)據(jù)時，根據(jù)有效數(shù)據(jù)的終點(diǎn)，可以設(shè)想在某一壽 命級上還應(yīng)存在一個數(shù)據(jù)點(diǎn)，若該點(diǎn)與有效數(shù)據(jù)的起點(diǎn)位于同一壽命級上，則實驗數(shù)據(jù)閉 合。若滿足閉合條件，則進(jìn)入步驟F，若不滿足閉合條件，則進(jìn)入步驟B;
[0011] 步驟F，相鄰壽命級上的相反結(jié)果配對；
[0012] 步驟G，將對子的壽命均值作為隨機(jī)變量進(jìn)行統(tǒng)計分析，統(tǒng)計量的均值即為廣布疲 勞損傷平均行為（WFDaJ，具體計算公式為：
【主權(quán)項】
1. 一種確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷平均行為的壽命升降法，其特征在于包括以下步 驟： 步驟A，首先確定結(jié)構(gòu)所受疲勞載荷和需要滿足的剩余強(qiáng)度σ _，并選取一個相對較高 的初始疲勞壽命級Ntl和合適的壽命級差ΛΝ; 步驟Β，進(jìn)行疲勞裂紋萌生和裂紋擴(kuò)展實驗，若未到達(dá)選定壽命級試件就斷裂，實驗結(jié) 果記為"破壞"，若實驗到達(dá)選定壽命時試件未斷裂，則進(jìn)行步驟C ; 步驟C，進(jìn)行靜強(qiáng)度實驗，取靜強(qiáng)度實驗中的最大載荷為試件的剩余強(qiáng)度〇 rei，若 〇 ，則實驗結(jié)果記為"破壞"，若〇，則實驗結(jié)果記為"越出"，"破壞"和"越 出"為兩個相反的結(jié)果； 步驟D，若前一個試件為"破壞"，則隨后的一個試件在前一個試件的壽命級上減壽命級 差Λ N，進(jìn)行步驟B，若前一個試件為"越出"，則隨后的一個試件在前一個試件的壽命級上 加壽命級差ΔΝ，進(jìn)彳丁步驟B ; 步驟Ε，根據(jù)步驟B至步驟D序貫進(jìn)行實驗，從第一次出現(xiàn)相反結(jié)果的兩個數(shù)據(jù)點(diǎn)開始 記為有效數(shù)據(jù)，實驗至6~12個有效數(shù)據(jù)時，根據(jù)有效數(shù)據(jù)的終點(diǎn)，可以設(shè)想在某一壽命級 上還應(yīng)存在一個數(shù)據(jù)點(diǎn)，若該點(diǎn)與有效數(shù)據(jù)的起點(diǎn)位于同一壽命級上，則實驗數(shù)據(jù)閉合，若 滿足閉合條件，則進(jìn)入步驟F，若不滿足閉合條件，則進(jìn)入步驟B ; 步驟F，相鄰壽命級上的相反結(jié)果配對； 步驟G，將對子的壽命均值作為隨機(jī)變量進(jìn)行統(tǒng)計分析，統(tǒng)計量的均值即為廣布疲勞損 傷平均行為（WFD_)，具體計算公式為：
其中，t為相鄰壽命級上的相反實驗結(jié)果的壽命N JP N i+1的均值，n N JP N i+1配成 的對子個數(shù)
步驟H，結(jié)束。
【專利摘要】本發(fā)明建立了一種確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷平均行為的壽命升降法，以疲勞應(yīng)用統(tǒng)計學(xué)中強(qiáng)度升降法的理論為基礎(chǔ)，提出了確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷平均行為的壽命升降法，在不同壽命級上進(jìn)行疲勞壽命試驗，繼而進(jìn)行剩余強(qiáng)度試驗，判斷剩余強(qiáng)度是否滿足要求，當(dāng)相鄰兩個壽命級上出現(xiàn)相反結(jié)果時，取兩個的壽命均值為正好滿足指定剩余強(qiáng)度的壽命，重復(fù)試驗并統(tǒng)計分析得到廣布疲勞損傷平均行為。本發(fā)明提出的壽命升降法以疲勞可靠性為理論基礎(chǔ)，不依賴于結(jié)構(gòu)的具體形式和受載情況，對廣布疲勞損傷敏感結(jié)構(gòu)的兩種類型，即多部位損傷結(jié)構(gòu)和多元件損傷結(jié)構(gòu)均適用。
【IPC分類】G06F19-00
【公開號】CN104679996
【申請?zhí)枴緾N201510061709
【發(fā)明人】張建宇, 張健萍, 時新紅, 劉浩
【申請人】北京航空航天大學(xué)
【公開日】2015年6月3日
【申請日】2015年2月5日