CN102184326A - 一种飞机结构日历寿命估算方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机结构日历寿命估算方法，属于飞机寿命估算技术领域，具体涉及对飞机结构日历寿命估算方法的改进。该方法主要包括三个步骤：第一，在考虑日历时间影响情况下，编制疲劳载荷谱；第二，建立日历时间与疲劳寿命的关系；第三，利用线性累积损伤理论估算结构日历寿命。本方法的优点为在疲劳寿命估算过程中，同时考虑了日历时间和环境因素的影响，能够较真实反应飞机结构实际遭受的载荷-环境历程，需要确定的参数较少，方便工程应用。

Description

一种飞机结构日历寿命估算方法

技术领域

本发明属于飞机寿命估算技术领域，具体涉及对飞机结构日历寿命估算方法的改进。

背景技术

飞机结构日历寿命评估方法，目前主要有以下几种：

(1)确定机体日历寿命的经验法

目前国内外主要根据飞机自然淘汰的统计数据和部分飞机领先飞行的实践以及大修经验来确定日历总寿命和翻修周期，对飞机结构寿命评定的好坏与飞机的统计数据的多少和评价者本身的经验有关。

(2)腐蚀损伤线性累积模型

通过建立腐蚀介质温度与临界腐蚀时间关系T-H曲线，以不同文温度下结构/材料临界腐蚀量Dc为参数，当累积损伤量到1时，认为材料/结构损伤破坏。该模型在形式上类似于Miner法则，易于理解，其计算过程也简单。但该模型仅涉及到纯腐蚀损伤，由于缺乏主要飞机结构材料T-H曲线，临界腐蚀损伤的定义也没有与材料强度/疲劳性能下降联系起来，尚难于付诸工程应用。

(3)环境当量折算曲线反推法

该方法提出用金属腐蚀电流作为度量尺度和用控制金属表面润湿时间的方法来得到加速环境谱，通过计算和当量折算试验给出当量折算曲线(COE曲线)。然后用该曲线将实际结构的当量环境谱折算为试验环境条件下的等效谱，就可反推出试验等效谱所代表的日历时间。该方法为将当量环境谱等效为加速试验谱提供了一种简捷途径，可以作为编制初步的加速环境谱的途径之一。但该方法不能反应日历时间对材料疲劳特性的影响。

(4)腐蚀疲劳方法

该方法包含应力腐蚀疲劳模型、应变控制的腐蚀疲劳模型、腐蚀疲劳裂纹扩展模型、腐蚀-疲劳全过程模型等，以上这些模型可用于飞机空中飞行时腐蚀环境与疲劳载荷共同作用的情况下，但无法考虑地面停放所带来的腐蚀损伤。腐蚀疲劳诸模型所使用的材料或试件的疲劳寿命数据或曲线大都是在实验室加速实验得到的，而这种试验相当于多长时间自然环境腐蚀老化效应却不得而知。而且模型涉及到金属与环境间的腐蚀动力学参数、电化学反应参数及断裂力学参数等，参数较多且不容易取得，给工程应用带来不便。

(5)耐久性评定方法

把铝合金及高强钢点腐蚀坑看作当量初始疲劳质量，引入到耐久性模型中，用概率断裂力学方法进行估算疲劳寿命。该类方法属于断裂力学研究内容，工程应用上尚需初始疲劳质量试验数据支持。

发明内容

本发明的目的是：提出一种新的飞机结构日历寿命评定的工程方法，此方法能够同时考虑日历时间和疲劳载荷对飞机结构疲劳性能的影响，评定方法简单，弥补现有工程方法的不足。

本发明的技术方案是：一种飞机结构日历寿命估算方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，在考虑日历时间影响情况下，编制疲劳载荷谱；

飞机一个飞行训练周期包含m个飞行起落(或飞行次数)，共T飞行小时，

在日历时间Y内完成(如图1所示)。

空中飞行时间与地面停放时间是一个交替进行的连续过程。

某次飞行中某一级载荷状态i的描述参数应包括：载荷参数S_i及时间t_i(或循环数n_i)，状态i之前的所有空中环境因素∑E_aj和地面停放环境因素∑E_gj以及此时的日历时刻y_j(这里∑并非求和而表示环境综合影响)。对于军机，可略去空中环境因素∑E_aj并把每次飞行后地面环境因素E_g1，E_g2，…E_gm视为一种环境(可用该环境区一个日历年的平均环境来代替)，再把每次飞行载荷谱按顺序连接起来就得到图2和图3所示的日历载荷谱。

图2中，第k次飞行中，第i个载荷状态的描述参数为S_i，n_i，y_j，其中y_j如下计算：

y_j＝Y₁+Y₂+…+Y_k-1       (1)

第二，建立日历时间与疲劳寿命的关系

将典型结构材料在飞机服役地域地面环境腐蚀后的疲劳性能试验数据或加速试验数据引入计算模型。通过建立y-S-N(时间-应力水平-疲劳寿命)曲线或C-y曲线(C定义为时间y下结构的中值疲劳寿命与日历时间为0时结构相同载荷谱下中值寿命之比)，将日历时间与材料/结构的疲劳寿命曲线联系起来。

第三，利用线性累积损伤理论估算结构日历寿命

每个载荷循环造成的疲劳损伤为：

$D_{\mathrm{ij}}\left(y_j\right)=\frac{1}{N_{\mathrm{ij}}\left(y_j\right)}---\left(3\right)$

这里D_ij(y_j)是在日历时间y_j下第i次载荷循环损伤，N_ij＝N_ij(y_j)是结构材料在大气腐蚀环境中暴露试验日历时间y_j后，对应于第i级应力水平下结构的疲劳寿命。在使用载荷谱下，直到第k个载荷循环及其对应的日历时刻l时的累积损伤为：

$D(k,l)=\underset{j=0}{\overset{l}{\mathrm{\Σ}}}\underset{i=1}{\overset{k}{\mathrm{\Σ}}}{D}_{\mathrm{ij}}\left(y_j\right)---\left(4\right)$

当累积损伤为1时，即认为结构到寿，同时可根据(4)式求解出对应的日历时间l，从而可得到飞机的日历寿命。

本发明的有益效果是：本方法的优点为在疲劳寿命估算过程中，同时考虑了日历时间和环境因素的影响，能够较真实反应飞机结构实际遭受的载荷-环境历程，需要确定的参数较少，方便工程应用。

附图说明

图1：飞机使用载荷-环境示意图

图2：某环境区一个使用周期的日历载荷谱示意图

图3：飞机在不同环境区的日历载荷谱示意图

图4：寿命衰减比曲线的近似处理

具体实施方式

实例一：

LY12CZ中心孔试件疲劳寿命估算

a)在考虑日历时间的影响下，编制疲劳载荷谱

该载荷谱为随机谱型，一个加载周期包含2110个峰谷值，每个块谱对结构的总损伤为0.05。载荷谱是在一个日历年内完成的，这里为了简化计算，假设2110个载荷峰谷均匀分布于一年时间内(这种分布法旨在说明计算过程，实际上应按飞机服役/训练计划，把各次起落在一年时间里分布开来)。

在考虑日历时间的疲劳载荷谱可表示为：

f(S，n，y_j)＝f(S，2110，y_j)(j＝1，……，k)

b)建立日历时间与疲劳寿命的关系

根据LY12CZ板材大气老化试验结果，在某腐蚀环境下，其日历时间和应力水平的及疲劳寿命的关系可表示为：

${1.0028e}^{0.0194y}\·N\·S_{\max }^m=A---\left(5\right)$

其中，m＝3.53，A＝3.16E+13

c)利用线性累积损伤理论估算结构日历寿命

很显然，无腐蚀时该结构的日历寿命为1/0.05＝20年。

由于材料在大气环境腐蚀环境下的疲劳寿命随日历时间的变化较为缓慢，因此，可以用日历时间在y_i与y_i+1之间的平均寿命代替区间y_i～y_i+1的寿命，依据(5)式，y＝0时，其损伤为0.05，则有：

$D_0=\frac{1}{N_0}=\frac{S_{\max }^m}{A}=0.05$

第i年的损伤为：

$D_i=\frac{1}{N_i}=\frac{S_{\max }^{m}1.0028e^{0.0194i}}{A}=0.05\×1.0028e^{0.0194i}$

依据(4)式，当

时，结构到寿，则可求出l＝16，即在考虑腐蚀影响下，该结构的日历寿命为16年。

实例二：

某飞机翼身接头的疲劳寿命估算

接头耳片材料为LC4CS锻件，接头疲劳试验载荷谱为八级程序块谱(表1)。接头模拟件疲劳试验寿命(耳片孔边0.5mm裂纹时)为50-80块。

表1：翼身接头程序块谱(200飞行小时)

载荷级

1

2

3

4

5

6

7

8

Smax(MPa)	92.1	196.0	33.4	423.7	383.5	274.6	191.2	161.8
									Smin(MPa)	41.2	49.0	41.2	41.2	41.2	41.2	47.8	41.2
循环数	145	146	59	1	13	234	137	40

首先用确定性疲劳寿命法计算得到接头的中值寿命为59块，该结果与试验寿命结果相符。为了考虑环境腐蚀影响，假定飞机在1年内完成一块谱的飞行训练。由于大气环境腐蚀后材料的寿命衰减比随日历时间的下降曲线变化较为缓慢，因此，可以用日历时间在y_i与y_i+1之间的平均寿命衰减比代替区间y_i～y_i+1的增寿比，即如图4所示分段线性化C～y曲线。计算步骤如下：

第一步：不考虑腐蚀时的疲劳损伤计算

第二步：考虑环境腐蚀时，按图4取寿命衰减比，则每块谱的损伤修正为：

$D_{\mathrm{bi}}^{*}=\frac{1}{C(y=i-1,i)}{D}_{\mathrm{bi}}---\left(5\right)$

按确定性Miner准则令：

则可得疲劳寿命为39.3块。如取寿命分散系数L_f＝3.0，则不考虑环境腐蚀与考虑环境腐蚀时的安全寿命分别约为20个日历年和13个日历年。(实际上，材料在大气环境中腐蚀后，寿命分散系数可能增加，则实际给出的疲劳安全寿命比13年可能要短)。

Claims (1)

1.一种飞机结构日历寿命估算方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，在考虑日历时间影响情况下，编制疲劳载荷谱；

飞机一个飞行训练周期包含m个飞行起落(或飞行次数)，共T飞行小时，在日历时间Y内完成。

空中飞行时间与地面停放时间是一个交替进行的连续过程。

某次飞行中某一级载荷状态i的描述参数应包括：载荷参数S_i及时间t_i(或循环数n_i)，状态i之前的所有空中环境因素∑E_aj和地面停放环境因素∑E_gj以及此时的日历时刻y_j(这里∑并非求和而表示环境综合影响)。对于军机，可略去空中环境因素∑E_aj并把每次飞行后地面环境因素E_g1，E_g2，…E_gm视为一种环境(可用该环境区一个日历年的平均环境来代替)，再把每次飞行载荷谱按顺序连接起来就得到日历载荷谱。

第k次飞行中，第i个载荷状态的描述参数为S_i，n_i，y_j，其中y_j如下计算：

y_i＝Y₁+Y₂+…+Y_k-1(1)

第二，建立日历时间与疲劳寿命的关系

将典型结构材料在飞机服役地域地面环境腐蚀后的疲劳性能试验数据或加速试验数据引入计算模型。通过建立y-S-N(时间-应力水平-疲劳寿命)曲线或C-y曲线(C定义为时间y下结构的中值疲劳寿命与日历时间为0时结构相同载荷谱下中值寿命之比)，将日历时间与材料/结构的疲劳寿命曲线联系起来。

第三，利用线性累积损伤理论估算结构日历寿命

每个载荷循环造成的疲劳损伤为：

$D_{\mathrm{ij}}\left(y_j\right)=\frac{1}{N_{\mathrm{ij}}\left(y_j\right)}---\left(3\right)$

这里D_ij(y_j)是在日历时间y_j下第i次载荷循环损伤，N_ij＝N_ij(y_j)是结构材料在大气腐蚀环境中暴露试验日历时间y_j后，对应于第i级应力水平下结构的疲劳寿命。在使用载荷谱下，直到第k个载荷循环及其对应的日历时刻l时的累积损伤为：

$D(k,l)=\underset{j=0}{\overset{l}{\mathrm{\Σ}}}\underset{i=1}{\overset{k}{\mathrm{\Σ}}}{D}_{\mathrm{ij}}\left(y_j\right)---\left(4\right)$

当累积损伤为1时，即认为结构到寿，同时可根据(4)式求解出对应的日历时间l，从而可得到飞机的日历寿命。

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