[发明专利]一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法，属于民用飞机结构设计技术领域。

背景技术

广布疲劳损伤(WFD)这一术语最早出现于Aloha航空公司灾难性事故的分析中。事后调查表明，导致这起事故的原因是机身蒙皮搭接处的铆钉孔萌生出了许多小裂纹，这些小的裂纹在短时间内突然连通，导致剩余强度急剧下降，最终酿成了这起事故。广布疲劳损伤在机体结构上产生多点或多部位损伤，损伤一般出现在孔边，受力均匀，对于搭接结构孔边萌生的微小裂纹很难检查到。广布疲劳损伤通常指众多任意长度、任意分布的裂纹，它是飞机结构中存在的一种典型的损伤形式。在飞机结构中，这些裂纹通常沿着机翼和机身上成排的铆钉孔方向排列。相对于单一裂纹，广布疲劳损伤由于裂纹之间存在的相互作用，导致结构的剩余强度明显降低，临界裂纹尺寸减小，裂纹扩展寿命显著缩短，其对结构造成的危害比单一裂纹要大得多。有资料表明，广布疲劳损伤可使飞机的剩余强度降低约25％。广布疲劳损伤危及到结构的完整性，严重地影响着结构的使用安全。因此，研究飞机结构的广布疲劳损伤问题具有重要的工程意义和实用价值。

发明内容

针对以上不足，本发明提供一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法。

本发明方法可以针对各种类型金属壁板搭接结构(如图1至图2所示)进行广布疲劳损伤评估。本发明方法的技术方案是通过下述技术方案实现的，包括如下步骤：

步骤一：疲劳分析

选取搭接位置典型结构进行n组元件级结构疲劳试验,试验及试验件如图3至图4所示，并对试验数据进行处理。验数据借助“单侧容限系数”的概念来给出具有置信度γ的母体百分位值的置信下限。

设X₁,X₂,…,X_n为正态母体N(μ,σ²)的一个子样其均值为式(1)：

那么，随机变量是母体百分位置x_R＝μ+u_Rσ的置信度为γ的置信下限，即式(3)

其中β为为标准差s的修正系数，即式(4)

t_γ为分布百分位值，即P(t<t_γ)＝γ

基于疲劳试验数据应用上述方法计算得到不同可靠度和置信度下结构的疲劳寿命和分散系数。由于搭接区为广布疲劳敏感结构，因此选取可靠度和置信度分别为99.9％和95％下的疲劳寿命与飞机服役目标寿命(LOV)对比，确定搭接结构是否满足疲劳设计要求。

步骤二：单个铆钉孔损伤容限分析

由于搭接结构每个孔承受的应力比较类似，因此假设每个孔边都存在因材料本身缺陷导致的次级裂纹如图5所示，选取图5中任意一个孔进行单孔损伤容限分析。

对结构进行裂纹扩展分析，在断裂力学中，采用应力强度因子幅值ΔK作为宏观裂纹扩展预测的基本参量。裂纹扩展速率da/dN是ΔK的函数，考虑应力比R即式(5)所示：

其中N是疲劳载荷的循环次数，a是裂纹长度，C,n,p,q是与材料相关的经验参数，f裂纹张开公式，ΔK_th应力强度因子阈值，K_c临界应力强度因子。

在对结构进行裂纹扩展分析的同时对模型进行剩余强度分析，通过弹性断裂和净截面屈服两种方法进行剩余强度分析。

1、基于流应力的塑性破坏准则

当零件未断裂截面应力达到材料最大许用应力时，发生塑性破坏。参考应力为结构静截面应力，临界破坏值为F_ty和F_tu之和的一半，如式(6)所示：

σ≥[F_tu+F_ty]/2 (6)

2、基于材料断裂韧度K_c的弹性破坏准则

试验裂纹扩展过程中，评估裂纹尖端应力强度因子，并通过材料断裂韧度K_c来作为结构失效判据，并作出如图4所示剩余强度曲线。

基于单孔结构裂纹扩展及剩余强度的分析结果，计算并得单孔结构的检查间隔，对于单孔损伤容限结构一般为不可检结构，因此基于适航咨询通报120-104中要求，选取寿命分散系数3，分析结果除以3即可得到结构最终分析寿命，此时结构破坏概率低于0.1％。

步骤三：有限宽度蒙皮搭接结构存在主导裂纹情况下的损伤容限分析