一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法技术

本发明专利技术属于飞机结构分析技术领域，公开了一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法。将腐蚀对结构的损伤当量为疲劳损伤，实现不同类型损伤的直接累积，突破了现有腐蚀条件下DFR方法只能在某一时刻进行分析的局限，实现了腐蚀条件下飞机结构全寿命周期“实时”DFR分析，并同步给出疲劳寿命裕度和日历寿命裕度，方便工程应用。方便工程应用。

【技术实现步骤摘要】
一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法


[0001]本专利技术属于飞机结构分析
，尤其涉及一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法。

技术介绍

[0002]现有腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法，主要是通过建立结构DFR值随腐蚀时间的变化曲线，然后按照一般条件下DFR分析流程进行腐蚀条件下飞机结构DFR分析，其本质是针对某一时刻，在预期使用载荷谱下，检验其设计疲劳寿命是否满足目标寿命指标要求。但由于腐蚀过程是一个与日历时间强相关的物理量，腐蚀损伤的发展和累积会随着时间会不断变化，用“某一时刻”去计算评估腐蚀条件下的疲劳寿命是否满足目标寿命要求，显然与实际情况存在差异。同时，由于飞机在使用期间，其疲劳寿命会随着使用时间的增长而不断耗减，不同时刻对应的目标疲劳寿命也不相同，现有方法虽然建立了结构DFR随腐蚀时间的变化关系，并将腐蚀对结构疲劳寿命的影响均由结构DFR值的变化来表征，但其DFR分析本质仍然是基于全寿命指标来进行，但实际上由于使用过程中的疲劳寿命消耗，不同时刻其目标寿命是不同的，仍按全寿命指标来进行分析，分析结果太过保守。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，实现了腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法疲劳寿命裕度与日历寿命裕度同步给出，弥补了现有腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法的不足，方便工程应用。
[0004]为达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案予以实现。
[0005]一种基于损伤当量折算的腐蚀条件下飞机结构DFR分析方法，所述方法包括：
[0006]S1，获取目标寿命
‑
飞行次数：
[0007]S2，获取疲劳可靠性系数FRF，所述疲劳可靠性系数FRF为疲劳分析目标寿命的放大系数，每个结构部件对应一个固定值；
[0008]S3，确定地
‑
空
‑
地应力循环，地
‑
空
‑
地应力循环为每次飞行中最大的应力变程所构成的应力循环，根据地
‑
空
‑
地应力循环确定应力比；
[0009]S4，计算地
‑
空
‑
地损伤比，地
‑
空
‑
地损伤比是地
‑
空
‑
地应力循环产生的疲劳损伤占总损伤的比例；总损伤为全部载荷谱的损伤之和；
[0010]S5，计算腐蚀条件下的当量地
‑
空
‑
地循环数，当量地
‑
空
‑
地循环数表示全部使用载荷造成的总损伤折算为地
‑
空
‑
地应力循环的次数；
[0011]S6，确定被检查细节的DFR；
[0012]S7，确定腐蚀条件下的地
‑
空
‑
地循环许用应力，地
‑
空
‑
地循环许用应力是指结构细节部位在实际使用的当量地
‑
空
‑
地循环数及其应力比的情况下所允许的最大应力；
[0013]S8，计算腐蚀条件下的寿命裕度；
[0014]S9，计算要求的结构细节疲劳额定值[DFR]；结构细节疲劳额定值[DFR]是结构刚
好满足给定应力谱、给定目标寿命的细节疲劳额定值；给定目标寿命是指疲劳裕度等于0；
[0015]S102，计算可靠性寿命。
[0016]本专利技术技术方案的特点和进一步的改进为：
[0017]1)在S1之前，所述方法具有如下假设：
[0018](a)飞机结构的腐蚀疲劳和常规疲劳引起的损伤是相互独立的且符合线性累积损伤原理；
[0019](b)在飞机结构的整个使用寿命期内，地面停放时间和空中飞行时间采用统一的时间坐标系，并且地面停放腐蚀在整个使用寿命期内是连续的，腐蚀损伤以年为单位进行统计。
[0020]2)S3中，根据地
‑
空
‑
地应力循环确定应力比，具体为：应力比＝最低应力/最高应力。
[0021]3)S5中，计算腐蚀条件下的当量地
‑
空
‑
地循环数，具体为：
[0022]确定腐蚀环境下的当量地
‑
空
‑
地循环次数n
Dj
：
[0023][0024]4)一般条件下的当量地
‑
空
‑
地循环次数与n
D
腐蚀环境下的当量地
‑
空
‑
地循环次数n
Dj
具有如下关系：
[0025]n
D
＝n
Dj
/(1
‑
Δd)＝n
Dj
/(2
‑
1/m
j
)。
[0026]5)一般条件下的当量地
‑
空
‑
地循环次数n
D
的计算过程具体为：
[0027](1)分别以N0和N
j
表示结构在相同疲劳载荷谱下无腐蚀和腐蚀j年后结构的疲劳寿命，定义腐蚀影响系数m
j
为：
[0028][0029](2)分别以d0和d
j
表示未腐蚀时每次飞行结构的疲劳损伤和腐蚀j年后的结构疲劳损伤，则由疲劳损伤d和疲劳寿命N的关系d＝1/N可得：
[0030][0031](3)每次飞行仅由腐蚀造成的当量疲劳损伤Δd
j
为
[0032][0033](4)在假设a)的条件下，整个疲劳目标寿命期内由腐蚀造成的当量总疲劳损伤Δd为：
[0034][0035]根据miner线性累积损伤理论，在腐蚀条件下损伤判据为纯疲劳载荷总损伤达到1
‑
Δd时，结构失效；
[0036](5)在一般条件下DFR分析时，以疲劳载荷总损伤累积为1时作为失效判据，以n
D
表
示一般条件下当量地
‑
空
‑
地循环数，以n
Dj
表示腐蚀j年的当量地
‑
空
‑
地循环数，根据腐蚀损伤和疲劳损伤相互独立的假设，则有：
[0037][0038]从而可得：
[0039]n
D
＝n
Dj
/(1
‑
Δd)。
[0040]6)S7中，确定腐蚀条件下的地
‑
空
‑
地循环许用应力[σ
max
]，具体为：
[0041][0042][0043]其中，σ
m0
表示材料参数，S表示材料标准S
‑
N曲线的斜率，DFR表示结构疲劳额定值，R
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，所述方法包括：S1，获取目标寿命
‑
飞行次数：S2，获取疲劳可靠性系数FRF，所述疲劳可靠性系数FRF为疲劳分析目标寿命的放大系数，每个结构部件对应一个固定值；S3，确定地
‑
空
‑
地应力循环，地
‑
空
‑
地应力循环为每次飞行中最大的应力变程所构成的应力循环，根据地
‑
空
‑
地应力循环确定应力比；S4，计算地
‑
空
‑
地损伤比，地
‑
空
‑
地损伤比是地
‑
空
‑
地应力循环产生的疲劳损伤占总损伤的比例；总损伤为全部载荷谱的损伤之和；S5，计算腐蚀条件下的当量地
‑
空
‑
地循环数，当量地
‑
空
‑
地循环数表示全部使用载荷造成的总损伤折算为地
‑
空
‑
地应力循环的次数；S6，确定被检查细节的DFR；S7，确定腐蚀条件下的地
‑
空
‑
地循环许用应力，地
‑
空
‑
地循环许用应力是指结构细节部位在实际使用的当量地
‑
空
‑
地循环数及其应力比的情况下所允许的最大应力；S8，计算腐蚀条件下的寿命裕度；S9，计算要求的结构细节疲劳额定值[DFR]；结构细节疲劳额定值[DFR]是结构刚好满足给定应力谱、给定目标寿命的细节疲劳额定值；给定目标寿命是指疲劳裕度等于0；S102，计算可靠性寿命。2.根据权利要求1所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，在S1之前，所述方法具有如下假设：(a)飞机结构的腐蚀疲劳和常规疲劳引起的损伤是相互独立的且符合线性累积损伤原理；(b)在飞机结构的整个使用寿命期内，地面停放时间和空中飞行时间采用统一的时间坐标系，并且地面停放腐蚀在整个使用寿命期内是连续的，腐蚀损伤以年为单位进行统计。3.根据权利要求1所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，S3中，根据地
‑
空
‑
地应力循环确定应力比，具体为：应力比＝最低应力/最高应力。4.根据权利要求2所述的一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法，其特征在于，S5中，计算腐蚀条件下的当量地
‑
空
‑
地循环数，具体为：(1)确定腐蚀环境下的当量地
‑
空
‑
地循环次数n
Dj

【专利技术属性】
技术研发人员：王继普，王新波，张志楠，王斌团，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：