处理强化侣合金，其抗腐蚀性能与7075侣合金相当，且T7351状态较其它状态相 比，耐剥蚀与应力腐蚀的性能更高，其应力腐蚀断裂初度为25.7，满足设计要求。该材料可 在国内生产，满足经济性指标;且具有良好的工艺塑性和超塑性，具有较好的成型性能，满 足加工工艺和结构维修的要求。该材料在低溫下(-55°C)的各项材料性能指标下降不大;且 可W保证在最大工作溫度(80°C)下的长时间服役，满足不同环境溫度下的结构考核指标。
[0093] 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，从而确定结构的最终选材，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。经第屯步的验证，7475-T7351侣 合金满足某型飞机机翼大梁的选材要求，确定此材料为最终选材。
[0094] 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指标的前提下提高飞机使用经济性，本发明在保证了飞机结构 强度要求的基础上，进行合理的材料选取，不仅可W保证飞机结构的服役使用安全性，而且 可W减轻飞机结构重量，提高飞行性能，降低使用成本，本发明提出的系列材料性能指标， 不仅可W实现不同材料间的力学性能对比，而且可W反映出材料在不同力学性能方面的偏 重程度，量化了材料的考核和评价指标，且可W应用与除航空领域外的其它领域，应用范围 广。
[00%]需要注意的是，W上列举的仅是本发明的一种具体实施例。显然，本发明不限于W 上实施例，还可W有许多变形。
[0096]总之，本领域的普通技术人员能从本发明公开的内容直接导出或联想到的所有变 形，均应认为是本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于，该方法包括下列步 骤： 1) 根据飞机结构的设计需求确定选材的结构对象； 2) 确定结构功能与设计要求； 3) 确定结构重要度和维修成本； 4) 确定结构受力情况和功能需求； 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； 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； 7) 进行材料选择； 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，从而确定结构的最终 选材，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。2. 根据权利要求1所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述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。3. 根据权利要求1所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述结构功能包括承力、传力、保持飞机的气动外形、形成特定的局部空间。4. 根据权利要求1所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述结构重要度为飞机结构失效后对飞行安全的影响程度。5. 根据权利要求1所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述结构设计准则为针对不同因素采取不同的设计准则，所述五种结构设计准则包括静强 度设计准则、刚度设计准则、损伤容限设计准则、耐久性设计准则、安全寿命设计准则。6. 根据权利要求5所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述因素包括承力结构、需要避免产生气动弹性问题的结构或不能出现过大变形以致影响 飞机性能的结构、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，所述根据承力结构采取静强度设计准则、根据需要避免产生气 动弹性问题的结构或不能出现过大变形以致影响飞机性能的结构采取刚度设计准则、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。7. 根据权利要求1所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述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。8. 根据权利要求7所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述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、错合金、钛合金、复合 材料中。9. 根据权利要求5所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在于， 所述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； 所述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； 所述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，根据备选材料的比韧度进行对比排序，比韧度 最大的材料最优； 所述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； 所述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； 所述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、静强韧比或疲劳强韧比进行对比排序。10. 根据权利要求9所述一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，其特征在 于， 所述比静强度指的是比强度，也就是γ<νρ，是指材料的抗拉强度〇b与材料密度p的比值， 即γ<j/p=〇b/p，所述材料的抗拉强度〇b是指材料断裂时的临界应力； 所述比刚度就是γ e/P，指的是材料的弹性模量E与材料密度p的比值，即γ e/P=E/p; 所述比韧度就是γ k/p，指的是材料的断裂韧性Κκ与材料密度p的比值，即γ k/p=Kic/p ; 所述比疲劳强度就是γ s/p，指的是材料的疲劳极限S-i与材料密度p的比值，即γ S/P = S-i/p所述材料的疲劳极限S-i是指在应力比R=-l的等幅疲劳载荷下，材料可以承受无限次 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； 所述疲劳强度比就是y s/。，指的是材料的疲劳极限S-i与抗拉强度〇b的比值，即γ8Α3 = S-i/ob，所述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； 所述静强韧比就是Yk/。，指的是材料的断裂韧性Κκ与抗拉强度〇b的比值，即γ??Αι=Κκ/ 〇b，所述静强韧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； 所述疲劳强韧比就是yk/s，指的是材料的断裂韧性Κκ与疲劳极限S-i的比值，即yk/s = Κκ/S-i，所述疲劳强韧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。
【专利摘要】本发明公开了一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，根据飞机结构的设计需求设定选材的结构对象；设定结构功能与设计要求；设定结构重要度和维修成本；设定结构受力情况和功能需求；根据结构重要度和维修成本设定结构设计准则，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；根据结构的承力特性、结构设计准则、备选材料范围，通过不同材料的比刚度、比强度、比疲劳强度、疲劳强度比、比韧度、静强韧比、疲劳强韧比对比进行材料排序；进行材料选择；判断所选材料是否满足结构设计、制造、使用要求，本发明不仅可以保证飞机结构的服役使用安全性，而且可以减轻飞机结构重量，提高飞行性能，降低使用成本。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105523195
【申请号】CN201510679288
【发明人】何宇廷, 张腾, 崔荣洪, 伍黎明, 安涛, 杜金强
【申请人】中国人民解放军空军工程大学
【公开日】2016年4月27日
【申请日】2015年10月19日