一种基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法与流程

本发明属于静力或疲劳试验领域，具体涉及一种基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法。

背景技术：

飞机结构腐蚀疲劳研究的基础性工作之一是编制飞机结构的环境谱，为了使飞机的日历定寿从定性走向定量，关键技术是解决自然环境下试验环境间的当量关系。目前环境谱加速方法主要有以下几种：

(1)当量折算法

该方法以法拉弟定律为基础，认为飞机金属结构的腐蚀失效主要是由电化学反应引起的。电化学反应过程中，电荷量的转移与反应物质的变化量之间有严格的等量关系，让加速环境谱作用下的腐蚀电量等于飞机使用环境作用下的腐蚀电量，就确定了加速试验谱与地面停放环境谱之间的当量关系。

当量折算法只适用于金属基体，不适用于结构的非金属涂层。对于飞机结构中金属构件及含有螺栓和铆钉连接的腐蚀疲劳关键部位，当量折算法也是适用的。对于有良好涂层防护体系的外露腐蚀/疲劳关键部位而言，当量折算法只能用于建立关键部位涂层防护体系失效后的当量加速关系。当量折算法适用于地面停放环境谱和结构关键部位局部环境谱已给出的情况。

(2)腐蚀程度相当法

该方法选取最大腐蚀坑深度、腐蚀面积、涂层绝缘电阻、涂层色差和光泽度变化等作为腐蚀损伤参数，将飞机结构在使用环境作用下的腐蚀损伤参数与试验件在加速试验谱作用下的腐蚀损伤参数进行对比分析，确定加速试验谱与地面停放环境谱之间的当量关系。

腐蚀程度相当法适用于建立腐蚀疲劳关键部位、腐蚀失效关键部位的涂层及金属基体等各种加速试验环境谱的当量加速关系。对于使用多年，有较充分的外场飞机结构腐蚀损伤信息，可以较好地检测使用不同年限飞机对应部位腐蚀程度的情况下，腐蚀程度相当法是确定当量加速关系的良好方法。

(3)疲劳强度相当法

该方法通过飞机结构关键部位在地面停放环境作用下疲劳强度降低与结构关键部位试验件在加速试验谱作用下疲劳强度降低程度相当，以此为准则，从而确定加速试验谱与地面停放谱之间的当量关系。疲劳强度相当法确定当量关系时比较直接和可靠，但必须有在飞机结构实际使用环境放置若干年限的模拟试验件，飞机实际使用环境比较复杂，使用年限比较长，不同部位材料和连接形式不同，在工程上实现有相当困难。通常只选取一些典型结构件，在典型使用环境下进行若干年限停放试验，然后进行理论分析和反推。

现有环境谱加速方法根据腐蚀产物和腐蚀程度进行比对或当量折算，尚未考虑结构疲劳强度等工程参量。

技术实现要素：

本发明的任务和目的是建立一种基于疲劳强度相当的环境谱加速方法，提高强度评估的准确性，从环境对结构疲劳寿命的影响出发，以加速前后相同结构在相同环境谱下的疲劳寿命相当为准则，建立环境谱当量加速方法。

本发明基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法，主要包括：

S1、将若干相同试验件均分为两组，每组n个试验件，第一组试验件在加速腐蚀环境E1下腐蚀时间t1，第一组试验件在自然环境E2下腐蚀时间t2，获得所述两组试验件在等幅疲劳载荷下的疲劳寿命；

S2、将所述第一组试验件的疲劳寿命和第二组试验件的疲劳寿命分别取对数，并计算两组试验件的n个对数差值；

S3、计算所述对数差值的平均值及标准差，并根据以下公式进行t校验：

其中，为平均值，s_a-b为标准差，v为自由度；

S4、在同一显著度下，查表得到临界值t_a，若t小于t_a，则所述两组试件疲劳寿命相当，否则，调整所述等幅疲劳载荷的上下限值或者调整所述腐蚀时间t1，直至t小于t_a；

S5、在所述两组试件疲劳寿命相当的情况下，计算腐蚀环境E1和腐蚀环境E2的当量关系β＝t₂/t₁。

优选的是，所述任一组试验件数量不低于5件。

上述方案中优选的是，所述v＝n-1。

上述方案中优选的是，所述v＝n-2。

上述方案中优选的是，所述v＝n。

本发明方法由于采用了结构疲劳寿命作为参量，直接以环境对结构影响的最终结果为目标，通过比较腐蚀影响后的疲劳寿命差异来确定环境谱之间的当量关系，当量关系更加直接、可靠，更贴近工程实际情况。

附图说明

图1为本发明基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法的一优选实施例的流程图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1所示，本发明基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法，主要包括：

S1、将若干相同试验件均分为两组，每组n个试验件，第一组试验件在加速腐蚀环境E1下腐蚀时间t1，第一组试验件在自然环境E2下腐蚀时间t2，获得所述两组试验件在等幅疲劳载荷下的疲劳寿命；

S2、将所述第一组试验件的疲劳寿命和第二组试验件的疲劳寿命分别取对数，并计算两组试验件的n个对数差值；

S3、计算所述对数差值的平均值及标准差，并根据以下公式进行t校验：

其中，为平均值，s_a-b为标准差，v为自由度；

S4、在同一显著度下，查表得到临界值t_a，若t小于t_a，则所述两组试件疲劳寿命相当，否则，调整所述等幅疲劳载荷的上下限值或者调整所述腐蚀时间t1，直至t小于t_a；

S5、在所述两组试件疲劳寿命相当的情况下，计算腐蚀环境E1和腐蚀环境E2的当量关系β＝t₂/t₁。

下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。

以飞机48框处壁板连接部位结构为例，进行计算验证。

该飞机48框处典型壁板连接细节模拟件共14件，随机分成2组，每组7件，第一组在试验室加速腐蚀环境E1下腐蚀40小时后，在等幅疲劳载荷(Smax,Smin)＝(84，0)下的疲劳寿命(N11～N17)分别如下：

437145，327853，261539，280985，431403，398266，385970

第二组在自然环境E2下腐蚀5年后，在等幅疲劳载荷(Smax,Smin)＝(84，0)下的疲劳寿命(N21～N27)分别如下：

285147，428021，330624，273217，421306，387218，403506

为了检验两组试验件疲劳寿命均值是否相同，根据HB/Z112-1986中的“成对对比试验”的t检验法，所述t检验是用t分布理论来推论差异发生的概率，从而比较两个平均数的差异是否显著，具体检验过程如下：

(1)差数计算

将第一组和第二组疲劳寿命取对数，并计算他们的差数，见下表1。

表1、

(2)计算差数平均值

利用表1数据，计算差数平均值(n＝7)：

(3)计算差数标准差

利用表1数据，计算差数标准差为：

(4)t检验

备选实施方式中，也可以通过自由度来进行t校验，即通过以下公式

其中，自由度v可以是n-1或n-2。

取显著度α＝5％，根据t_a＝f(a，n)查表可得t_a＝2.447。由于t<t_a，故认为两组试件的母体均值μa和μb相同，即两组试件对数疲劳寿命无差异，也就是说两组试件疲劳寿命相当。

因此，可得腐蚀环境E1和腐蚀环境E2的当量关系β为：

β＝5/40＝0.125年/小时。

即在腐蚀环境E1中腐蚀1小时相当于在腐蚀环境E2中腐蚀0.125年。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。