一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法技术

一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法，本发明专利技术涉及基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法。本发明专利技术为了解决现有方法计算量大、耗费时间长以及可靠度计算模型中随机因素分布参数的确定存在困难的问题。本发明专利技术包括：一：根据疲劳应力寿命法和概率损伤容限建立基于疲劳累积损伤的可靠度模型；二：根据回归模型确定结构疲劳累积损伤为dam时的fa(a|dam)，通过fa(a|dam)求解基于疲劳累积损伤的可靠度模型。本发明专利技术方法得到的失效概率计算误差为1.82％。CA2组试件在累积损伤dam1＝1时的失效概率为45.73％，计算误差为4.27％。本发明专利技术方法具有很高的计算精度。本发明专利技术用于飞机疲劳结构可靠度计算领域。

A reliability modeling method based on fatigue cumulative damage

A reliability modeling method based on fatigue cumulative damage. The invention relates to the reliability modeling method based on fatigue cumulative damage. In order to solve the problem of determining the distribution factor of random factors in the calculation model of the existing method, the present method is difficult to solve. The present invention includes: A: according to the fatigue stress life method and probability damage tolerance reliability is established based on the fatigue cumulative damage model; two: according to the regression model to determine the structure fatigue damage of dam fa (a|dam), the FA (a|dam) to solve the reliability model of cumulative fatigue damage based on. The calculation error of the failure probability obtained by this method is 1.82%. In group CA2, the failure probability of the cumulative damage of Dam1 = 1 is 45.73%, and the calculation error is 4.27%. The method of the invention has high calculation precision. The invention is used in the field of calculating the reliability of the aircraft fatigue structure.

【技术实现步骤摘要】
一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法
本专利技术涉及基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法。
技术介绍
由于多结构设计和飞行过程中承受随机动态载荷，疲劳失效是飞机结构失效的最重要方式。飞机结构可靠性的评估方法已经发展了30多年，一般分为确定性分析方法和概率性分析方法。在确定性分析方法中比较具有代表性的是疲劳应力寿命法，在概率性分析方法中研究的较多的是概率损伤容限方法。中国空军和美国海军(Y.Kimetal,AirForceJournalofLogistics,VolumeXXIX,No.3/4.)目前计算飞机的疲劳寿命仍然采用的是疲劳应力寿命方法。基于Miner线性累积损伤定理(A.Palmgren,1945,Ballandrollerbearingengineering,SKFIndustries,Philadelphia.)，疲劳应力寿命法直接将结构承受的载荷与寿命关联到了一起。飞机结构的疲劳寿命决定于全机疲劳试验，在全机疲劳实验过程中，飞机的预期承受载荷在实验室环境下通过仿真加载到飞机上。飞机的设计服役时间经常设定为全机疲劳试验得到的结构疲劳寿命除以2(寿命损伤系数)，寿命损伤系数决定于材料性质和疲劳载荷。为了确保飞机在服役期间没有超过疲劳寿命限制，每次执行任务后都需要计算该机的疲劳累积损伤。当疲劳累积损伤达到1时，飞机达到疲劳设计寿命上限，飞机需要进行维修、更换关键件或者退役。疲劳应力寿命方法的简单和实用使其被普遍的运用来决定飞机结构的疲劳寿命，但由于寿命损伤系数的存在，常常会造成结构还没达到疲劳寿命的极限就需要进行维修或退役，这会造成结构寿命浪费，而且结构的可靠性不能够明确的给出。由于确定性疲劳分析方法在寿命评估方面的保守，以及其对于“高可靠度”的定义并不十分明确(G.Frank.Astochasticapproachtodeterminelifetimesandinspectionschemesforaircraftcomponents.InternationalJournalofFatigue,2008.30:138-149.)，而且大量的工程经验表明，影响结构疲劳寿命的诸多因素其分散性表现出一种统计上的规律性(D.A.Virkler,B.M.Hillbery,P.K.Goel.Thestatisticalnatureoffatiguecrackpropagation.JournalofengineeringmaterialandtechnologytransactionoftheASME,1979,101:148-153.)，概率损伤容限作为一种能够处理高可靠度和充分考虑各种因素的概率特性的疲劳分析方法在过去三十年得到了大力的研究和发展(M.Nicolas,V.Ludovic,H.Francois.Aprobabilisticmodeltopredicttheformationandpropagationofcracknetworksinthermalfatigue.InternationalJournalofFatigue,2009,31:565-574.)。在航空工程领域，概率损伤容限方法也得到了大力的研究，Macheret等(Y.Macheret,P.Kpehn,J.TeuchmanandW.Scheuren.Effectofinitialdefectdistributiononaccuracyofpredictingaircraftprobabilityoffailure,InternationalConferenceonPrognosticsandHealthManagement,Denver,October2008.)提出运用概率损伤容限方法来计算F-18机翼附件舱壁的失效率，Lin等(K.Y.LinandA.V.Styuart.Probabilisticapproachtodamagetolerancedesignofaircraftcompositestructures.JournalofAircraft,2007,44(4):1309-1317.)提出运用概率损伤容限方法处理飞机复合材料结构的疲劳失效问题。尽管许多学者都提出了不同的概率损伤容限方法来处理飞机的疲劳失效问题，但是由于失效计算模型过于复杂，缺少损伤数据，计算效率低等问题，概率损伤容限方法在工程应用方面仍存在许多问题。随着传感器技术的不断发展，在飞机的设计上越来越多的传感器被应用来检测关键部位的疲劳信息(L.MolentandB.Aktere,ReviewofFatigueMonitoringofAgileMilitaryAircraft,FatigueFractEngngMaterStruct23,pp.767-785,2000.)，中国空军也在新的机型上部署传感器来记录关键部位的疲劳载荷信息。获得的疲劳载荷信息大多都是用来绘制成S-N曲线，采用应力寿命法计算对应载荷信息下的疲劳累积损伤来保守的估计疲劳寿命。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有方法计算量大、耗费时间长以及可靠度计算模型中随机因素分布参数的确定存在困难的缺点，而提出一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法。一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法包括以下步骤：步骤一：根据疲劳应力寿命法和概率损伤容限建立基于疲劳累积损伤的可靠度模型：其中PoF(dam)表示结构疲劳累积损伤为dam时的失效率，a|dam表示结构疲劳累积损伤为dam时的裂纹长度，a为结构裂纹长度，fa(a|dam)表示结构裂纹长度概率密度分布函数，ac结构临界裂纹长度，fac(ac)表示结构临界裂纹长度概率密度分布函数；步骤二：根据回归模型确定结构疲劳累积损伤为dam时的fa(a|dam)，通过确定的fa(a|dam)求解步骤一建立的基于疲劳累积损伤的可靠度模型。本专利技术的有益效果为：为了充分利用传感器获得的疲劳载荷信息，而不是简单的计算对应载荷信息下的疲劳累积损伤，保守的估计结构的疲劳寿命，本专利技术在分析了疲劳累积损伤与裂纹尺寸分布参数的关系基础上，提出了基于疲劳累积损伤的裂纹尺寸分布模型，并结合概率损伤容限方法中的裂纹扩展寿命干涉模型，建立了新的可靠性模型。新的可靠性模型结合了疲劳应力寿命的简单实用和概率损伤容限能够处理高可靠度的优点，且有效的避免了疲劳应力寿命法过于保守，概率损伤容限法模型过于复杂、模型中随机参数难于估计、计算效率低等问题。由本专利技术提出的计算方法得到的失效概率计算误差为1.82％。CA2组试件在累积损伤dam1＝1时的失效概率为45.73％，计算误差为4.27％。本专利技术基于疲劳累积损伤的结构可靠度模型具有很高的计算精度。附图说明图1为CA1裂纹尺寸数据进行拟合优度检验结果图；图2为CA2裂纹尺寸数据进行拟合优度检验结果图；图3为CA1疲劳累积损伤与裂纹尺寸分布均值关系的回归分析结果图；图4为CA2疲劳累积损伤与裂纹尺寸分布均值关系的回归分析结果图；图5为CA1疲劳累积损伤与裂纹尺寸分布偏差关系的回归分析结果图；图6为CA2疲劳累积损伤与裂纹尺寸分布偏差关系的回归分析结果图；图7为CA1和CA2不同累积损伤下的失效概率结果图。具体实施方式具体实施方式一：一种基于疲本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法，其特征在于：所述基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法的具体过程为：步骤一：根据疲劳应力寿命法和概率损伤容限建立基于疲劳累积损伤的可靠度模型：

【技术特征摘要】
1.一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法，其特征在于：所述基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法的具体过程为：步骤一：根据疲劳应力寿命法和概率损伤容限建立基于疲劳累积损伤的可靠度模型：其中PoF(dam)表示结构疲劳累积损伤为dam时的失效率，a|dam表示结构疲劳累积损伤为dam时的裂纹长度，a为结构裂纹长度，fa(a|dam)表示结构裂纹长度概率密度分布函数，ac结构临界裂纹长度，表示结构临界裂纹长度概率密度分布函数；步骤二：根据回归模型确定结构疲劳累积损伤为dam时的fa(a|dam)，通过确定的fa(a|dam)求解步骤一建立的基于疲劳累积损伤的可靠度模型。2.根据权利要求1所述的一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法，其特征在于：所述步骤一中疲劳应力寿命法的表达式为：dami＝ni/Ni(3)其中dami为损伤分量，D为总累积损伤量，ni为试件在应力水平为Si的作用下的工作循环次数，Ni为试件在应力水平Si下的破坏循环次数。3.根据权利要求2所述的一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法，其特征在于：所述骤一中概率损伤容限的裂纹干涉寿命模型为：其中fa(a,t)是飞行时刻为t时的...

【专利技术属性】
技术研发人员：林琳，钟诗胜，郭丰，王晨，罗斌，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23