一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于飞机结构设计领域，特别设及一种基于系列材料性能指标的飞机结构 选材方法。
【背景技术】
[0002] 飞机作为一种空中运载工具，具有结构破损后事故率高、运行成本高的特点，因 此，飞机结构对其材料的选取具有明确的要求:一是强度要求，W保证飞机结构的服役安 全;二是重量要求，在保证结构强度的前提下尽可能地减轻结构重量，使飞行成本最低。
[0003] 随着飞机性能指标的不断提高，为了保证飞机结构的安全，飞机结构设计思想经 历了静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、结构安全寿命设计阶段W及强 度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段。结构静强度设计思想要求结构的静强度满足规定的 要求;结构刚度设计思想要求结构的变形满足规定的要求;结构安全寿命设计思想要求结 构的疲劳寿命满足规定的要求;结构耐久性设计思想要求结构的经济寿命满足规定的要 求;结构损伤容限设计思想要求在存在初始缺陷的条件下结构裂纹扩展寿命满足规定的要 求。现阶段，我国飞机结构设计使用的是包括了结构强度、刚度、安全寿命、耐久性和损伤容 限等的结构完整性设计思想：首先，飞机结构均要满足静强度和刚度设计要求;其次，根据 飞机结构中具体部位的任务特点，选择其不同的设计要求。例如，飞机的关键承力结构一般 要满足损伤容限和耐久性设计要求，应力敏感性高或不易检查维修的特定结构一般要满足 安全寿命设计要求，飞机的大部分承力结构一般要满足可W进行经济修理的耐久性要求 等。
[0004] 上述的结构设计思想均有其对应的材料性能参数，例如，结构静强度设计对应了 材料的抗拉强度，其表征了材料抵抗静拉伸载荷的能力；结构刚度设计对应了材料的弹性 模量，其表征了材料抵抗变形的能力;结构的损伤容限设计对应了材料的断裂初性，其表征 了材料抵抗疲劳断裂的能力；结构的耐久性设计和安全寿命设计对应了材料的疲劳极限 等，其表征了材料抵抗疲劳开裂的能力。上述的材料性能参数仅反映了材料的机械性能，若 应用到飞机结构的选材中还需考虑材料的密度，即需要考虑单位重量下材料的机械性能水 平。为此，人们在工程实践中提出了材料比强度和比刚度的概念。比强度又叫强度-重量比， 是材料的抗拉强度与材料密度的比值；比刚度又叫比模数或比弹性模量，是材料的弹性模 量与材料密度的比值。材料的比强度越大，表明结构在达到相应强度时所用的材料质量越 轻，也就是说材料在承载时的效能越高;材料的比刚度越大，表明结构在达到相应刚度时所 用的材料质量越轻。
[0005] 然而，比强度仅反映了材料在单位重量下的静强度性能，比刚度仅反映了材料在 单位重量下的刚度性能，实际上大部分的飞机结构承受的是疲劳交替载荷，且其结构设计 思想也不尽相同。因此，本专利提出了一种飞机结构的选材方法，在比强度(又称材料比静 强度）、比刚度的基础上，提出了材料比疲劳强度、疲劳强度比、比初度、静强初比、疲劳强初 比共5个材料性能指标，并给出了根据7个材料性能指标进行飞机结构选材的方法步骤。
【发明内容】
[0006] 本发明的目的是克服现有产品中不足，提供一种基于系列材料性能指标的飞机结 构选材方法。
[0007] 为了达到上述目的，本发明是通过W下技术方案实现的：
[0008] 本发明的一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，该方法包括下列步 骤：
[0009] 1)根据飞机结构的设计需求确定选材的结构对象；
[0010] 2)确定结构功能与设计要求；
[0011] 3)确定结构重要度和维修成本；
[0012] 4)确定结构受力情况和功能需求；
[0013] 5)根据结构重要度和维修成本确定五种结构设计准则，根据飞机结构的设计需求 初步设定备选材料范围，在根据结构受力情况、功能需求进一步设定备选材料范围；
[0014] 6)根据结构的承力特性、至少一种结构设计准则、备选材料范围进行材料对比并 排序；
[0015] 7)进行材料选择；
[0016] 8)判断所选材料是否满足结构设计、制造、使用要求，如果所选材料满足结构设 计、制造、使用要求，则进行确定结构最终选材，如果所选材料不满足结构设计、制造、使用 要求，则重新进行材料选择，直到所选材料满足结构设计、制造、使用要求，若重新进行材料 选择，所选材料还是无法满足结构设计、制造、使用要求，则更改结构功能与设计要求。
[0017] 本发明的选材的结构对象为构成飞机机体的组成结构或者当其失效时会对飞行 安全造成威胁的结构。
[0018] 本发明的结构功能包括承力、传力、保持飞机的气动外形、形成特定的局部空间。
[0019] 本发明的结构重要度为飞机结构失效后对飞行安全的影响程度。
[0020] 本发明的结构设计准则为针对不同因素采取不同的设计准则，设计准则包括静强 度设计准则、损伤容限设计准则、耐久性设计准则、安全寿命设计准则。
[0021] 本发明的因素包括承力结构、飞机的关键承力结构、经济性的角度、飞机中的超高 强度钢结构、飞机中不便于检查和维修的结构，根据承力结构采取静强度设计准则、根据飞 机的关键承力结构采取损伤容限设计准则、根据经济性的角度采取耐久性设计准则、根据 飞机中的超高强度钢结构采取安全寿命设计准则、根据飞机中不便于检查和维修的结构采 取安全寿命设计准则。
[0022] 本发明的飞机结构的设计需求包括承载要求、重量要求、体积要求、抗腐蚀性要 求、破损安全性要求、焊接性能、透光度要求、热环境要求、电磁屏蔽性要求、绝缘性要求、成 本要求。
[0023] 本发明根据透光度要求初步设定备选材料范围在透光性材料的范围，根据热环境 要求初步设定备选材料范围在耐热性材料的范围，根据电磁屏蔽性要求初步设定备选材料 范围在无电磁遮蔽性材料的范围，根据无设计需求初步设定备选材料范围在钢、侣合金、铁 合金、复合材料中。
[0024] 只根据静强度设计准则指的是只受静载的结构或在全寿命周期内受载荷大的循 环载荷的结构，且结构的刚度要求低，材料的刚度能自动满足结构要求，根据备选材料的比 静强度进行对比排序，比静强度最大的材料最优；
[0025] 只根据刚度设计准则指的是结构达到刚度设计指标，材料能够自动满足静强度要 求，仅需根据备选材料的比刚度进行对比排序，比刚度最大的材料最优；
[0026] 只根据损伤容限设计准则指的是结构达到损伤容限设计指标，而且材料能够满足 结构在含裂纹状态下的静强度和刚度要求，根据备选材料的比初度进行对比排序，比初度 最大的材料最优；
[0027] 只根据耐久性设计准则指的是在结构达到耐久性设计指标时，而且所用材料满足 静强度和刚度要求，则根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲劳强度最大的材料 力学性能最优；
[0028] 只根据安全寿命设计准则指的是在结构达到安全寿命设计指标时，而且所用材料 满足结构的静强度和刚度要求，根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲劳强度最 大的材料最优；
[0029] 根据至少两种设计准则，则要根据各设计准则对应的设计指标之比，根据疲劳强 度比、静强初比或疲劳强初比进行对比排序。
[0030] 比静强度指的是比强度，也就是丫。/P，是指材料的抗拉强度Ob与材料密度P的比 值，即丫。/P = 〇b/p，材料的抗拉强度Ob是指材料断裂时的临界应力；
[0031] 比刚度就是丫 e/p，指的是材料的弹性模量E与材料密度P的比值，即丫 e/p = E/p;
[0032] 比初度就是丫 k/p，指的是材料的断裂初性Kie与材料密度P的比值，即丫 k/p = Kic/p [00削比疲劳强度就是丫 S/P，指的是材料的疲劳极限S-1与材料密度P的比值，即丫 s/p = S-i/p，材料的疲劳极限S-1是指在应力比R = -l的等幅疲劳载荷下，材料可W承受无限次应 力循环而不发生破坏的最大应力，其反映了材料抵抗疲劳开裂或材料疲劳性能的水平；
[0034] 疲劳强度比就是丫 S/。，指的是材料的疲劳极限S-1与抗拉强度Ob的比值，即丫 3/。= S-i/〇b，疲劳强度比表示的是耐久性准则与静强度设计准则之间的偏重程度；
[0035] 静强初比就是丫 S/。，指的是材料的断裂初性Kic与抗拉强度Ob的比值，即丫 k/n = Kic/ 曰b，静强初比表示的是损伤容限设计准则与静强度设计准则之间的偏重程度；
[0036] 疲劳强初比就是丫 k/s，指的是材料的断裂初性Kic与疲劳极限S-1的比值，即丫 k/s = Kic/S-i，疲劳强初比表示是损伤容限设计准则与安全寿命设计准则或耐久性准则之间的偏 重程度。
[0037] 本发明的有益效果如下:本发明完善材料评价体系并合理地确定飞机结构选材提 供理论和方法支持，从而在保证飞行安全和飞机技术