一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法技术

本发明专利技术提出了一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，包括战斗机DFR基准应力比的确定，包括载荷谱处理及损伤计算；战斗机DFR基准寿命的确定；S

【技术实现步骤摘要】
一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法


[0001]本专利技术属于工程设备耐久性设计
，特别涉及一种战斗机结构耐久性DFR分析方法。

技术介绍

[0002]20世纪80年代，美国波音公司针对大型民用运输机耐久性(疲劳)设计提出了细节疲劳额定值(Detail fatigue rating，DFR)法。DFR法不仅简单可靠，易于被设计人员接受和掌握，更重要的是DFR法可以在新研飞机的初步设计阶段对所有疲劳关键部件进行耐久性评估，显著提高设计的效率与质量。正因如此，DFR法在其他工程领域也具有广阔的发展前景。然而，直接照搬民机DFR法是不可取的，因为民机DFR法的本质核心在于通过DFR客观准确地表征结构在民机服役条件下的固有疲劳性能及寿命损耗规律。而在不同工程领域，结构的使用要求、服役条件等方面必然不能视同一律，材料也将表现出不同的疲劳性能，因此若在不同的工程背景下无差别地使用民机DFR法进行结构耐久性设计，那么 DFR就无法客观准确地表征结构在不同服役条件下的固有疲劳性能及寿命损耗规律，无异于刻舟求剑。科学的方法是先深入分析结构在不同工程领域中设计初衷、使用方法等方面的异同，基于此再对民机DFR法的关键参数进行恰当调整，使之适用于不同工程领域。
[0003]在民机DFR法的基础上将战斗机DFR定义为：应力比R＝0.1时，寿命具有对数正态分布的90％置信水平下99.9％可靠度的基本可靠性要求，能够达到5
×
104次循环的最大应力(MPa)。文献[4
‑
5]初步建立了适用于战斗机耐久性分析的DFR法，为战斗机结构耐久性设计贡献了新思路。然而在实际应用中工业部门发现，与名义应力法、应力严重系数法等方法相比，依据此法设计的结构疲劳裕度过大、超重问题突出。究其原因，是文献给出的战斗机DFR关键参数不够准确，无法真实反映结构在战斗机飞行载荷条件下的固有疲劳性能及寿命损耗规律。
[0004]除了关键参数不同，民机、战斗机DFR法的基本假设也存在较大差异。DFR基本假设包括S
‑
N曲线形式、等寿命曲线形式等内容。基本假设的不同并不影响两种DFR法的正确性及可行性，因为这些基本假设均源自各领域多年来的经验总结，但若基本假设与材料性能或实际情况不匹配则会影响DFR的计算精度。对寿命曲线形式对DFR计算结果的影响进行研究，结果表明基于Goodman模型的DFR法适用于脆性材料；基于Gerber模型的DFR法适用于延性材料。现有技术中推导了基于不同S
‑
N曲线形式的DFR表达式，但并未深入讨论S
‑
N曲线形式对DFR计算结果的影响。目前关于DFR基本假设中等寿命曲线的研究成果相对丰硕，而关于S
‑
N 曲线的讨论并不充分，S
‑
N曲线形式对DFR计算结果会产生何种影响至今尚未说透。

技术实现思路

[0005]本专利技术提出一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，从理论分析和工程应用的角度研究了战斗机DFR基准应力比的选择原则和方法。然后基于Miner 理论分析多种战斗机的载荷谱，从损伤累计的角度确定战斗机DFR基准应力比、基准寿命等关键参数。最后从
疲劳损伤的角度分析了DFR表达式推导过程中产生的误差，研究了S
‑
N曲线形式对DFR计算结果的影响，为DFR基本假设的选择提供参考。
[0006]本专利技术的技术方案是这样实现的：一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，包括
[0007]战斗机DFR基准应力比的确定，包括载荷谱处理及损伤计算；
[0008]战斗机DFR基准寿命的确定；
[0009]S
‑
N曲线形式对DFR计算结果的影响；
[0010]其中载荷谱处理包括对试验谱或设计谱进行处理，所述实验谱的峰、谷值过载及其配对已经给出，可以直接进行损伤计算分析损伤分布，所述设计谱需要进行高载截除、低载截取、选取插值以及峰、谷值的配对，再进行损伤计算分析损伤分布；
[0011]S
‑
N曲线形式对DFR计算结果的影响包括基于不同形式S
‑
N曲线的DFR表达式推导及分析和DFR表达式推导过程误差分析，其中基于不同形式S
‑
N曲线的DFR表达式推导及分析包括基于应力比为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导、基于应力均值为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导和基于不同形式S
‑
N曲线的DFR 计算结果分析；DFR表达式推导过程误差分析包括基于等寿命曲线的当量过载计算方法、基于应力比为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导过程误差分析、基于应力均值为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导过程误差分析和DFR计算误差分析。
[0012]作为一种优选的实施方式，所述高载截除方法是基于设计谱数据按以下计算公式拟合得到频数超越曲线，再通过插值确定频数为10对应的载荷，删除大于此载荷的过载：
[0013]lg[F(n
z
)]＝a0+a1n
z
+a2n
z2
+a3n
z3
+a4lg(n
z
)
[0014]其中，n
z
为载荷谱各级过载；F(n
z
)为各级过载的累积频数；a0、a1、a2、a3、 a4为拟合系数；
[0015]所述低载截取采用应用于战斗机低载截取的超载截止比准则方法并取其值为3，即删除小于高载截除后最大过载1/3以下的载荷；
[0016]选取插值以0.1g为步长插值得到对应的累积频数。
[0017]作为一种优选的实施方式，根据Miner线性损伤累计理论，疲劳损伤D的表达式为：
[0018][0019]式中：Δσ
i
＝σ
max，i
‑
σ
min，i
，是第i次循环的载荷变程；R
i
＝σ
min，i
/σ
max，i
，是第i 次循环的应力比，σ
i，dl
是第i次循环折算至脉动循环的当量过载，下角标dl代表当量过载，m为损伤指数；
[0020]σ
i，dl
的计算采用选择奥丁变换公式进行计算，其公式为：
[0021][0022]选择0.08作为战斗机DFR基准应力比。
[0023]作为一种优选的实施方式，所述战斗机DFR基准寿命的确定需在遵循等损伤的原则下将随机载荷谱折算为等幅谱，在已确定战斗机DFR基准应力比为0.08 的前提下，还需再确定两个参数：等幅谱的峰值和循环次数，具体操作步骤为：
[0024]步骤1、对于设计谱，将峰、谷值随机配对组成载荷循环；试验谱跳过此步骤；
[0025]步骤2、使用奥丁变换公式将载荷谱中任一载荷循环折算为脉动循环，计算当量过载；本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，其特征在于，包括战斗机DFR基准应力比的确定，包括载荷谱处理及损伤计算；战斗机DFR基准寿命的确定；S
‑
N曲线形式对DFR计算结果的影响；其中载荷谱处理包括对试验谱或设计谱进行处理，所述实验谱的峰、谷值过载及其配对已经给出，可以直接进行损伤计算分析损伤分布，所述设计谱需要进行高载截除、低载截取、选取插值以及峰、谷值的配对，再进行损伤计算分析损伤分布；S
‑
N曲线形式对DFR计算结果的影响包括基于不同形式S
‑
N曲线的DFR表达式推导及分析和DFR表达式推导过程误差分析，其中基于不同形式S
‑
N曲线的DFR表达式推导及分析包括基于应力比为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导、基于应力均值为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导和基于不同形式S
‑
N曲线的DFR计算结果分析；DFR表达式推导过程误差分析包括基于等寿命曲线的当量过载计算方法、基于应力比为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导过程误差分析、基于应力均值为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导过程误差分析和DFR计算误差分析。2.根据权利要求1所述的一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，其特征在于，所述高载截除方法是基于设计谱数据按以下计算公式拟合得到频数超越曲线，再通过插值确定频数为10对应的载荷，删除大于此载荷的过载：lg[F(n
z
)]＝a0+a1n
z
+a2n
z2
+a3n
z3
+a4lg(n
z
)其中，n
z
为载荷谱各级过载；F(n
z
)为各级过载的累积频数；a0、a1、a2、a3、a4为拟合系数；所述低载截取采用应用于战斗机低载截取的超载截止比准则方法并取其值为3，即删除小于高载截除后最大过载1/3以下的载荷；选取插值以0.1g为步长插值得到对应的累积频数。3.根据权利要求1所述的一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，其特征在于，根据Miner线性损伤累计理论，疲劳损伤D的表达式为：式中：Δσ
i
＝σ
max，i
‑
σ
min，i
，是第i次循环的载荷变程；R
i
＝σ
min，i
/σ
max，i
，是第i次循环的应力比，σ
i，dl
是第i次循环折算至脉动循环的当量过载，下角标dl代表当量过载，m为损伤指数；σ
i，dl
的计算采用选择奥丁变换公式进行计算，其公式为：选择0.08作为战斗机DFR法的基准应力比。4.根据权利要求3所述的一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，其特征在于，所述战斗机DFR法基准寿命的确定需在遵循等损伤的原则下将随机载荷谱折算为等幅谱，在已确定战斗机DFR基准应力比为0.08的前提下，还需再确定两个参数：等幅谱的峰值和循环次数，具体操作步骤为：步骤1、对于设计谱，将峰、谷值随机配对组成载荷循环；试验谱跳过此步骤；
步骤2、使用奥丁变换公式将载荷谱中任一载荷循环折算为脉动循环，计算当量过载；步骤3、根据Miner线性损伤累计准则计算每个当量过载造成的当量损伤；步骤4、确定当量过载中值，即高于和低于此过载累计的损伤相当，将此中值过载确定为等幅谱峰值；步骤5、计算随机谱单位小时的累计损伤，再根据Miner线性损伤累计准则按等损伤原则计算等幅谱的单位小时当量循环次数；步骤6、以等幅谱单位小时当量循环次数乘以目标飞行小时，即可得到等幅谱循环次数。5.根据权利要求1所述的一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，其特征在于，所述基于应力比为常数的S
‑
N曲线的DFR表达式推导过程中，应力比为常数的S
‑
N曲线可用幂函数形式表示：其中：σ
max
为载荷峰值；N为疲劳寿命；m1、C1为材料常数；r0、N0分别DFR基准应力比及DFR基准寿命，DFR
r
为基于应力比为常数的S
‑
N曲线推导的DFR，下角标r代表应力比，将DFR
r
、N0带入上述...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈跃良，吴省均，张勇，卞贵学，王安东，樊伟杰，黄海亮，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军航空大学青岛校区，
类型：发明
国别省市：