一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统技术方案

本发明专利技术涉及飞机设计领域，特别涉及一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统。评估方法包括如下步骤：进行结构应力分析，确定结构超差前和结构超差后的应力；确定所述结构超差前应力集中系数Kt1和结构超差后应力集中系数Kt2；根据结构的材料类型，选择相应的材料参数σm0；根据所述材料类型，选择相应的S‑N曲线斜率参数m；确定载荷谱应力比r，其中，载荷谱应力比r取0.1；计算得到偏离结构疲劳寿命。本发明专利技术的适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统，建立了制造偏离结构疲劳寿命快速评估方法，提高了生产现场制造偏离结构的疲劳强度计算分析评估工作的高效性和准确性，对于制造偏离结构疲劳寿命快速评估具有重要意义。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统
本专利技术涉及飞机设计领域，特别涉及一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统。
技术介绍
在飞机制造过程中，每一道工序都可能产生结构超差问题。超差后的结构不仅会降低原设计的静强度，而且也有可能破坏了结构原来的疲劳品质，使飞机结构的疲劳寿命降低。如果结构超差发生在结构疲劳薄弱部位，那么可能会影响飞机的疲劳寿命。通常，处理超差问题时，通过静强度计算，能够得到确定的静强度结论。但是，对于超差结构的疲劳寿命评估，则需按照应力谱进行周期长、过程复杂的设计评估，不满足生产现场快速、准确的超差问题处理要求。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供了一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统，以解决现有超差结构的疲劳寿命评估方法或系统存在的至少一个问题。本专利技术的技术方案是：一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，包括如下步骤：步骤一、进行结构应力分析，确定结构超差前和结构超差后的应力；步骤二、确定所述结构超差前应力集中系数Kt1和结构超差后应力集中系数Kt2；步骤三、根据结构的材料类型，选择相应的材料参数σm0；步骤四、根据所述材料类型，选择相应的S-N曲线斜率参数m；步骤五、确定载荷谱应力比r，其中，载荷谱应力比r取0.1；步骤六、根据如下结构超差前和结构超差后的疲劳寿命关系式计算得到偏离结构疲劳寿命：式中：为任意应力比下的载荷循环通过等寿命线折算到指定应力比0.1下的最大应力的转换公式；σmax为使用中的最大应力。可选的，在所述步骤一中，结构超差前的应力和结构超差后的应力数值均为名义应力，是按细节有限元模型计算得到的考虑应力集中系数的应力结果，且通过应力集中系数进行修正。可选的，在所述步骤三和步骤四中，所述结构的材料为铝合金，其材料参数σm0为310Mpa，其S-N曲线的斜率参数为4。可选的，在所述步骤三和步骤四中，所述结构的材料为钛合金，其材料参数σm0为620Mpa，其S-N曲线的斜率参数为4。可选的，在所述步骤三和步骤四中，所述结构的材料为σb≤1600的中强钢，其材料参数σm0为930Mpa，其S-N曲线的斜率参数为5，其中，σb是强度破坏极限。可选的，在所述步骤三和步骤四中，所述结构的材料为σb＞1600的高强钢，其材料参数σm0为1240Mpa，其S-N曲线的斜率参数为5.6，其中，σb是强度破坏极限。本专利技术还提供了一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估系统，包括：应力输入模块，用于输入结构超差前和结构超差后的应力；应力集中系数输入模块，用于输入所述结构超差前和结构超差后的应力集中系数；材料参数输入模块，用于输入相应类型材料的材料参数；S-N曲线斜率参数输入模块，用于输入相应的S-N曲线斜率参数；载荷谱应力比输入模块，用于输入载荷谱应力比R，其中，载荷谱应力比R取0.1；偏离结构疲劳寿命计算模块，用于根据如下公式计算偏离结构疲劳寿命：式中：为任意应力比下的载荷循环通过等寿命线折算到指定应力比0.1下的最大应力的转换公式；σmax为使用中的最大应力专利技术效果：本专利技术的适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统，建立了制造偏离结构疲劳寿命快速评估方法，提高了生产现场制造偏离结构的疲劳强度计算分析评估工作的高效性和准确性，对于制造偏离结构疲劳寿命快速评估具有重要意义。附图说明图1是本专利技术适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法的快速量化分析流程图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术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专利技术一部分实施例，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，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，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专利技术和简化描述，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专利技术保护范围的限制。本专利基于军用飞机结构细节疲劳额定值(DFR)的理论方法，按照军用飞机90％置信度和99.9％可靠度要求下，建立制造偏离结构疲劳寿命快速评估平台，旨在提高生产现场制造偏离的疲劳强度计算分析评估工作的高效性和准确性。下面结合附图1对本专利技术适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法及评估系统做进一步详细说明。本专利技术提供了一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，包括如下步骤：步骤一、进行结构应力分析，确定结构超差前和结构超差后的应力。结构超差前应力数值为名义应力，如按细节有限元模型计算得到的考虑应力集中系数的应力结果，应按应力集中系数修正；结构超差后应力数值为名义应力，如按细节有限元模型计算得到的考虑应力集中系数的应力结果，应按应力集中系数修正。步骤二、确定结构超差前应力集中系数Kt1和结构超差后应力集中系数Kt2；其中，首选《应力集中系数手册》中的数值，如手册中没有，可按有限元计算结果，有限元计算时要加密单元数量或者采用二次积分单元。步骤三、根据结构的材料类型，选择相应的材料参数σm0。步骤四、根据材料类型，选择相应的S-N曲线斜率参数m。其中，当结构的材料为铝合金，其材料参数σm0为310Mpa，其S-N曲线的斜率参数为4。当结构的材料为钛合金，其材料参数σm0为620Mpa，其S-N曲线的斜率参数为4。当结构的材料为σb≤1600的中强钢，其材料参数σm0为930Mpa，其S-N曲线的斜率参数为5，其中，σb是强度破坏极限。当结构的材料为σb＞1600的高强钢，其材料参数σm0为1240Mpa，其S-N曲线的斜率参数为5.6，其中，σb是强度破坏极限。步骤五、确定载荷谱应力比r，其中，按军用飞机DFR方法，载荷谱应力比r取0.1；步骤六、按军用飞机DFR方法，设定结构超差前的使用寿命为N1，超差后的使用寿命为N2，根据如下结构超差前和结构超差后的疲劳寿命关系式计算得到偏离结构疲劳寿命：式中：为任意应力比下的载荷循环通过等寿命线折算到指定应力比0.1下的最大应力的转换公式；σmax为使用中的最大应力。本专利技术还提供了一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估系统，是采用MATLAB图像用户接口(GUI)模块来构建的，从而能够固化分析流程，提高分析效率；具体地，评估系统可以包括：应力输入模块，用于输入结构超差前和结构超差后的应力；应力集中系数输入模块，用于输入所述结构超差前和结构超差后的应力集中系数；材料参数输入模块，用于输入相应类型材料的材料参数；S-N曲线斜率参数输入模块，用于输入相应的S-N曲线斜率参数；载荷谱应力比输入模块，用于输入载荷谱应力比R，其中，载荷谱应力比R取0.1；偏离结构疲劳寿命计算模块，用于根据如下公式计算偏离结构疲劳寿命：式中：为任意应本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、进行结构应力分析，确定结构超差前和结构超差后的应力；步骤二、确定所述结构超差前应力集中系数Kt1和结构超差后应力集中系数Kt2；步骤三、根据结构的材料类型，选择相应的材料参数σm0；步骤四、根据所述材料类型，选择相应的S‑N曲线斜率参数m；步骤五、确定载荷谱应力比r，其中，载荷谱应力比r取0.1；步骤六、根据如下结构超差前和结构超差后的疲劳寿命关系式计算得到偏离结构疲劳寿命：

【技术特征摘要】
1.一种适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、进行结构应力分析，确定结构超差前和结构超差后的应力；步骤二、确定所述结构超差前应力集中系数Kt1和结构超差后应力集中系数Kt2；步骤三、根据结构的材料类型，选择相应的材料参数σm0；步骤四、根据所述材料类型，选择相应的S-N曲线斜率参数m；步骤五、确定载荷谱应力比r，其中，载荷谱应力比r取0.1；步骤六、根据如下结构超差前和结构超差后的疲劳寿命关系式计算得到偏离结构疲劳寿命：式中：为任意应力比下的载荷循环通过等寿命线折算到指定应力比0.1下的最大应力的转换公式；σmax为使用中的最大应力。2.根据权利要求1所述的适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，其特征在于，在所述步骤一中，结构超差前的应力和结构超差后的应力数值均为名义应力，是按细节有限元模型计算得到的考虑应力集中系数的应力结果，且通过应力集中系数进行修正。3.根据权利要求1所述的适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，其特征在于，在所述步骤三和步骤四中，所述结构的材料为铝合金，其材料参数σm0为310Mpa，其S-N曲线的斜率参数为4。4.根据权利要求1所述的适用于制造偏离结构疲劳寿命的评估方法，其特征在于，在所述步骤三和步骤四中，所述结...

【专利技术属性】
技术研发人员：王成波，朱天文，杨忠会，刘汉海，耿玉新，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21