The invention discloses the on-line monitoring method of fatigue life of the key parts of aircraft structure based on the indirect measurement strain, and involves the monitoring technology field of fatigue crack initiation and expansion of aircraft structure. The steps of this method are: (1) using the finite element method to calculate the dangerous points of the structural parts and to calibrate the position of the sensor and the stress concentration Coefficient; (2) install the sensor for on-line strain monitoring; (3) use the rain flow counting method to carry out the cyclic counting of the monitoring strain and obtain the local stress and strain of the dangerous point; (4) calculate the cumulative damage of the cycle and judge whether the crack initiation monitoring is started; (5) the evaluation parameters of crack initiation are calculated and the evaluation parameters are compared with the evaluation parameters. After determining the parameters to judge the initiation of fatigue cracks, choose whether to continue; (6) choose whether to continue after investigating the cumulative damage results. Monitoring results show that this method can better monitor the fatigue crack life of key parts of aircraft structures.
【技术实现步骤摘要】
谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法
本专利技术应用领域是疲劳寿命监测方向,特指一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法。
技术介绍
飞机在国家的经济领域、交通领域、军事领域占据着重要地位,由飞机疲劳导致的结构断裂,会造成严重的事故发生。飞机结构断裂事故往往是由一条疲劳裂纹的萌生开始的,当疲劳裂纹扩展到一定长度,会直接引发结构破坏导致事故。因此,本专利技术提出了一种针对飞机结构关键部位的疲劳寿命在线监测方法,保证飞机安全可靠服役,具有重要的实际意义。目前的寿命在线监测方法通常是在飞机关键部位应力集中部位周围安装应变传感器,以此来估算危险点的应力应变来计算寿命,但是这种传统的计算方法得到的寿命一般与实际寿命相差2倍左右,甚至误差更大,而裂纹监测往往需要更复杂的传感器并且太过于灵敏会出现误报警的情况,因此,在传统方法的基础上叠加一种同样基于应力集中部位周围应变在线测量的疲劳裂纹萌生监测方法,能够更加接近实际的在线监测寿命。所提出的方法也为其他机械结构关键部位的寿命在线监测提供了一项具有应用价值的技术。
技术实现思路
本专利技术目的在于为满足飞机结构疲劳寿命监测的需求,提出了一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法,该方法也适用于监测其它机械结构的关键部位的疲劳寿命。本专利技术所提供的技术方案为一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法,其步骤为:步骤1):使用有限元方法确定所要监测结构关键部位危险点的位置,同时标定要在实际结构安装应变传感器的位置,1号传感器安装在危险点正 ...
【技术保护点】
1.谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法,其特征在于:该方法的实施步骤如下,步骤1):使用有限元方法确定所要监测结构关键部位危险点的位置,同时标定要在实际结构安装应变传感器的位置,1号传感器安装在危险点正对的背面,2号传感器安装在1号传感器同侧,与1号传感器的距离需要参考飞机结构件的实际厚度,保证两个传感器距离不小于飞机结构件厚度且不能大于飞机结构件厚度的两倍,并保证两个传感器位置的连线与预测裂纹扩展平面垂直,使用2号传感器和危险点的应力来确定这之间的应力集中系数Kt以用来后面计算监测部位的局部应力应变;步骤2):根据步骤1)确定的传感器位置,在飞机结构件上安装应变传感器,用于实时监测1号传感器和2号传感器的应变值,分别记为ε1和ε2;步骤3):使用雨流计数法对接收监测的一个载荷块中的ε2时间历程进行循环计数,同时使用该结构材料的循环应力应变曲线,根据Neuber法确定危险点的局部应力应变;步骤4):使用Smith公式计算由雨流计数对接收的载荷块ε2时间历程中所提取的第i个循环对应的疲劳损伤Di,如下式所示,
【技术特征摘要】
1.谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法,其特征在于:该方法的实施步骤如下,步骤1):使用有限元方法确定所要监测结构关键部位危险点的位置,同时标定要在实际结构安装应变传感器的位置,1号传感器安装在危险点正对的背面,2号传感器安装在1号传感器同侧,与1号传感器的距离需要参考飞机结构件的实际厚度,保证两个传感器距离不小于飞机结构件厚度且不能大于飞机结构件厚度的两倍,并保证两个传感器位置的连线与预测裂纹扩展平面垂直,使用2号传感器和危险点的应力来确定这之间的应力集中系数Kt以用来后面计算监测部位的局部应力应变;步骤2):根据步骤1)确定的传感器位置,在飞机结构件上安装应变传感器,用于实时监测1号传感器和2号传感器的应变值,分别记为ε1和ε2;步骤3):使用雨流计数法对接收监测的一个载荷块中的ε2时间历程进行循环计数,同时使用该结构材料的循环应力应变曲线,根据Neuber法确定危险点的局部应力应变;步骤4):使用Smith公式计算由雨流计数对接收的载荷块ε2时间历程中所提取的第i个循环对应的疲劳损伤Di,如下式所示,σmax——该循环的最大应力;Δε——该循环的应变范围;σ′f——疲劳强度系数;ε′f——疲劳塑性系数;E——杨氏模量;Ni——...
【专利技术属性】
技术研发人员:尚德广,惠杰,李道航,李志高,薛龙,
申请(专利权)人:北京工业大学,
类型:发明
国别省市:北京,11
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