基于當(dāng)量應(yīng)力損傷的飛機結(jié)構(gòu)耐久性分析方法研究

蔡永明 陳亮 王成波 趙通

摘要：針對飛機結(jié)構(gòu)實際使用的載荷歷程偏離耐久性評定試驗載荷譜情況下的耐久性分析需求，建立了疲勞關(guān)鍵部位耐久性損傷程度的當(dāng)量應(yīng)力損傷計算方法，通過構(gòu)建不同載荷譜下的結(jié)構(gòu)耐久性損傷關(guān)系，得到了結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位在不同載荷譜下的等效應(yīng)力；結(jié)合耐久性分析的概率斷裂力學(xué)方法，建立了一種基于當(dāng)量應(yīng)力損傷的耐久性分析方法。該方法已成功應(yīng)用于某新型飛機疲勞關(guān)鍵部位的耐久性設(shè)計分析，具有重要的工程應(yīng)用價值。

關(guān)鍵詞：飛機結(jié)構(gòu)；耐久性；當(dāng)量應(yīng)力損傷；概率斷裂力學(xué)；經(jīng)濟壽命

中圖分類號：V215.5文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.008

近年來，隨著飛機壽命指標的不斷提升及結(jié)構(gòu)輕量化要求的日益嚴苛，關(guān)于飛機結(jié)構(gòu)疲勞性能的研究越來越受到關(guān)注[1-4]。飛機結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計從安全壽命設(shè)計發(fā)展而來，它總結(jié)和改進了傳統(tǒng)的抗疲勞設(shè)計方法，提高了設(shè)計的精確性，降低了壽命的分散性，確保了結(jié)構(gòu)的安全可靠性。在飛機結(jié)構(gòu)的耐久性分析、試驗及評定等方面的研究得到了廣泛的關(guān)注并取得了大量成果。參考文獻[5]～文獻[8]對飛機機翼結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位開展了耐久性分析及試驗研究。董彥民等[9]進行了當(dāng)量初始缺陷尺寸（EIFS）分布參數(shù)對壽命預(yù)測的敏感性分析，從工程應(yīng)用的角度給出EIFS分布的通用性判據(jù)。陳勃等[10-11]、趙維濤等[12]建立了飛機結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限綜合分析模型并提出相關(guān)的分析設(shè)計方法。賀小帆等[13]開展了腐蝕條件下結(jié)構(gòu)耐久性分析的經(jīng)濟壽命修正方法研究。

但是目前，飛機結(jié)構(gòu)的耐久性分析通常是在飛機的使用階段對其進行耐久性評定，認為飛機實際使用的載荷歷程與耐久性評定試件試驗的載荷譜一致。飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計早期，通常不具備設(shè)計載荷譜下的典型試件耐久性試驗數(shù)據(jù)，即使飛機服役后，實際使用的載荷歷程也往往偏離設(shè)計載荷譜[14]，直接采用典型試件耐久性試驗數(shù)據(jù)進行耐久性設(shè)計與評定將帶來較大的偏差。

本文在耐久性分析的概率斷裂力學(xué)方法[15-16]的基礎(chǔ)上，提出結(jié)構(gòu)的當(dāng)量應(yīng)力損傷等效思想，通過結(jié)構(gòu)在不同載荷譜下當(dāng)量應(yīng)力損傷等效關(guān)系，構(gòu)建不同載荷譜下的結(jié)構(gòu)耐久性關(guān)系，從而得到耐久性分析部位的等效應(yīng)力，建立了一種基于當(dāng)量應(yīng)力損傷的耐久性分析方法。并以某飛機外翼某關(guān)鍵縱墻的下緣條為例，說明了該方法在飛機結(jié)構(gòu)的耐久性設(shè)計及經(jīng)濟壽命預(yù)測方面的應(yīng)用。

1當(dāng)量應(yīng)力損傷

按上述方法獲得的TTCI分布數(shù)據(jù)與應(yīng)力水平直接相關(guān)。為了消除不同應(yīng)力水平對EIFS分布的影響，將模擬試驗件分為多組，每組按不同的應(yīng)力水平進行試驗，對根據(jù)每組試件反推獲得的EIFS數(shù)據(jù)進行綜合優(yōu)化分析，確定對應(yīng)力水平參數(shù)不敏感的通用EIFS分布。

2.2耐久性分析等效應(yīng)力計算

針對實際使用的載荷歷程與典型試件耐久性試驗所用的載荷譜不一致的情況，需建立實際使用載荷譜下與試驗載荷譜下的結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位耐久性損傷的關(guān)系。采用當(dāng)量應(yīng)力損傷可描述疲勞關(guān)鍵部位的損傷程度，當(dāng)不同載荷譜作用下疲勞關(guān)鍵部位的當(dāng)量應(yīng)力損傷相等時，即可認為疲勞關(guān)鍵部位的耐久性損傷相等。

2.3確定使用期裂紋擴展控制曲線

對于給定的應(yīng)力區(qū)，描述其細節(jié)原始疲勞質(zhì)量的EIFS隨時間τ而擴展，在給定時間τ時，應(yīng)力區(qū)中細節(jié)群的尺寸分布為一個與EIFS分布形狀相同，而最小值與最大值不同的分布，如圖1所示。采用使用期裂紋擴展控制曲線（SCGMC）描述給定應(yīng)力區(qū)的裂紋尺寸y1i（τ）隨時間τ變化的關(guān)系。

根據(jù)式（21），可建立給定經(jīng)濟修理極限ae和可靠度要求下經(jīng)濟壽命與損傷度的關(guān)系曲線，并根據(jù)曲線預(yù)測結(jié)構(gòu)經(jīng)濟壽命。

3算例分析

分析對象為某飛機外翼某關(guān)鍵縱墻的下緣條。該飛機無相應(yīng)設(shè)計載荷譜下的耐久性典型試驗件試驗數(shù)據(jù)，因此借用相似機型的耐久性試驗數(shù)據(jù)。

耐久性試驗的載荷譜單位飛行小時的當(dāng)量過載損傷為2500，試驗件為單孔細節(jié)模擬試件，材料為鈦合金TA15模鍛件，如圖2所示，試驗采用三種應(yīng)力水平（單位過載下的應(yīng)力分別為106、99、93.4MPa）進行。通過試驗后的斷口判讀（斷口示意見圖3），獲得試件斷口相對小裂紋（0.4～1.2mm）的（a，t）數(shù)據(jù)集。取經(jīng)濟修理極限ae=0.5mm，進行結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量評估，得到通用EIFS分布相關(guān)參數(shù)，計算過程主要數(shù)據(jù)及優(yōu)化結(jié)果見表1，通用EIFS分布函數(shù)如式（22）所示。

假設(shè)該飛機裝備100架，則耐久性分析范圍取400個外翼縱墻下緣條共4800個Φ8mm螺栓孔構(gòu)成的細節(jié)群。該縱墻下緣條的應(yīng)力水平及應(yīng)力區(qū)劃分見表2。

取m=4，計算得到各應(yīng)力區(qū)的耐久性分析等效應(yīng)力，見表3。

取經(jīng)濟修理極限為ae=0.5mm，可確定使用期裂紋擴展控制曲線

通過經(jīng)濟修理極限ae=0.5mm、耐久性分析等效應(yīng)力及應(yīng)力的劃分情況，可得不同可靠度R要求下使用時間與損傷度的關(guān)系曲線，如圖4所示。

取可靠度R=0.95、損傷度[LR]=1時，該飛機外翼縱墻的經(jīng)濟壽命為10410飛行小時。

4結(jié)論

本文提出了描述疲勞關(guān)鍵部位耐久性損傷程度的當(dāng)量應(yīng)力損傷計算方法，然后通過構(gòu)建不同載荷譜下的結(jié)構(gòu)耐久性損傷關(guān)系，得到了結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位在不同載荷譜下的等效應(yīng)力，最后結(jié)合耐久性分析的概率斷裂力學(xué)方法，建立了一種基于當(dāng)量應(yīng)力損傷的耐久性分析方法。該方法適用于實際使用的載荷歷程與耐久性典型試件試驗所用的載荷譜不一致情況下的耐久性設(shè)計及經(jīng)濟壽命預(yù)測。

參考文獻

[1]李玉海，王成波，陳亮，等.先進戰(zhàn)斗機壽命設(shè)計與延壽技術(shù)發(fā)展綜述[J].航空學(xué)報，2021， 42（8）： 50-76. Li Yuhai， Wang Chengbo， Chen Liang， et al. Overview on development of advanced fighter life design and extension technology [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2021， 42（8）： 50-76. （in Chinese）

[2]王文娟，薛景鋒，張夢杰.光纖傳感器在飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測中的應(yīng)用進展和展望[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2020， 31（7）： 95-101. Wang Wenjuan， Xue Jingfeng， Zhang Mengjie. Application progress and prospect of optical fiber sensor in aircraft structuralhealthmonitoring[J]AeronauticalScience& Technology， 2020， 31（7）： 95-101. （in Chinese）

[3]張彥軍，王斌團，寧宇，等.飛機結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控技術(shù)研究進展[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2020， 31（7）： 100-114. Zhang Yanjun， Wang Bintuan， Ning Yu， et al. Research progress on strain monitoring technology for aircraft structures[J] Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（7）： 100-114.（in Chinese）

[4]楊全，譚玉生.虛擬試驗在飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中的應(yīng)用及驗證[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2020， 31（9）： 53-58. Yang Quan， Tan Yusheng. Application and verification of virtual testing in aircraft structure strength test[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（9）： 53-58. （in Chinese）

[5]張鈺坤.飛機典型結(jié)構(gòu)的耐久性評定與符合性檢查研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2008. ZhangYukun.Researchondurabilityassessmentand coincidence check of typical aircraft structures[D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2008. （in Chinese）

[6]張永濤.某型飛機機翼盒段耐久性分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2008. Zhang Yongtao. Durability analysis of an aircraft wing box[D].Nanjing：NanjingUniversityofAeronauticsand Astronautics， 2008. （in Chinese）

[7]趙俊輝.某型飛機機翼盒段模擬件的耐久性分析與試驗[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2008. Zhao Junhui. Durability analysis and test of an aircraft wing box[D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2008. （in Chinese）

[8]董彥民，劉文珽.某型飛機外翼縱墻系統(tǒng)的耐久性綜合評定[J].機械強度，2010，32（6）：972-975. Dong Yanmin， Liu Wenting. Durability evaluation on the outer wing walls system of an aircraft[J]. Journal of Mechanical Strength， 2010，32（6）：972-975. （in Chinese）

[9]董彥民，劉文珽.EIFS分布的通用性分析與試驗研究[J].機械強度，2010，32（5）：795-800. Dong Yanmin， Liu Wenting. Analysis and test on generality of EIFS distribution [J]. Journal of Mechanical Strength， 2010，32（5） ： 795-800. （in Chinese）

[10]陳勃，鮑蕊.飛機結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限綜合分析模型[J].航空學(xué)報， 2004， 25（2）： 133-136. Chen Bo， Bao Rui. Combined analysis model on aircraft structural durability and damage tolerance[J]. Acta Aeronautica etAstronautica Sinica， 2004， 25（2）： 133-136. （in Chinese）

[11]陳勃，鮑蕊，張建宇.飛機結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限綜合設(shè)計與分析[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報， 2004， 30（2）：139-142. Chen Bo， Bao Rui， Zhang Jianyu. Combined design and analysis of durability and damage tolerance for flight structure[J].JournalofBeijingUniversityof Aeronauticsand Astronautics， 2004， 30（2）： 139-142. （in Chinese）

[12]趙維濤，張旭.基于閾值超越概率的結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限綜合分析方法[J].工程力學(xué)，2011，28（10）：52-57. Zhao Weitao， Zhang Xu. Combined analysis method for structural durability and damage tolerance based on threshold beyond probability[J]. Engineering Mechanics， 2011， 28（10）： 52-57. （in Chinese）

[13]賀小帆，劉文珽，向錦武.腐蝕條件下結(jié)構(gòu)耐久性分析的經(jīng)濟壽命修正方法[J].機械強度， 2008， 30（3）：455-460. He Xiaofan， Liu Wenting， Xiang Jinwu. Economic life modified approach for structural durability analusis under corrosive environment[J]. Journal of Mechanical Strength， 2008， 30（3）：455-460. （in Chinese）

[14]董彥民，劉文珽.變更載荷譜情況下的耐久性分析技術(shù)與應(yīng)用[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報， 2008， 34（4）：386-390. Dong Yanmin， Liu Wenting. Durability analysis technology and application when loading spectrum is altered[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics， 2008， 34（4）：386-390. （in Chinese）

[15]Manning S D，Yang J N. USAF durability design handbook：guidelines for the analysis and design of durable aircraft structures[R].AFWAL-TR-83-3027，1984.

[16]劉文珽，鄭旻仲，費斌軍，等.概率斷裂力學(xué)與概率損傷容限/耐久性[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1999. Liu Wenting， Zheng Minzhong， Fei Binjun， et al. Probabilistic fracturemechanicsandprobabilisticdamagetolerance/ durability[M]. Beijing： Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press， 1999. （in Chinese）

[17]劉文珽，王智，隋福成，等.單機壽命監(jiān)控技術(shù)指南[M].北京：國防工業(yè)出版社， 2010. Liu Wenting， Wang Zhi， Sui Fucheng， et al. Individual aircraft life monitoring technique guide[M]. Beijing： National Defense Industry Press， 2010. （in Chinese）

Research on Durability Analysis Method of Aircraft Structure Based on Equivalent Stress Damage

Cai Yongming，Chen Liang，Wang Chengbo，Zhao Tong

AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： In order to meet the requirements of durability analysis when the load history used in aircraft structures deviates from the test load spectrum of durability assessment， an equivalent stress damage calculation method is proposed to describe the durability damage degree on the fatigue critical parts. By constructing the durability damage relationship under different load spectrum， the equivalent stress on key fatigue parts of structures under different load spectrum is obtained. Then， combining with probabilistic fracture mechanics method of durability analysis， a durability analysis method based on equivalent stress damage is established. This method has important engineering application value， and has been successfully applied to the durability design and analysis on the fatigue critical parts of a new aircraft.

Key Words： aircraft structures； durability； equivalent stress damage； probabilistic fracture mechanics； economic life