本发明应用领域是疲劳寿命监测方向，特指一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法。
背景技术：
飞机在国家的经济领域、交通领域、军事领域占据着重要地位，由飞机疲劳导致的结构断裂，会造成严重的事故发生。飞机结构断裂事故往往是由一条疲劳裂纹的萌生开始的，当疲劳裂纹扩展到一定长度，会直接引发结构破坏导致事故。因此，本发明提出了一种针对飞机结构关键部位的疲劳寿命在线监测方法，保证飞机安全可靠服役，具有重要的实际意义。
目前的寿命在线监测方法通常是在飞机关键部位应力集中部位周围安装应变传感器，以此来估算危险点的应力应变来计算寿命，但是这种传统的计算方法得到的寿命一般与实际寿命相差2倍左右，甚至误差更大，而裂纹监测往往需要更复杂的传感器并且太过于灵敏会出现误报警的情况，因此，在传统方法的基础上叠加一种同样基于应力集中部位周围应变在线测量的疲劳裂纹萌生监测方法，能够更加接近实际的在线监测寿命。所提出的方法也为其他机械结构关键部位的寿命在线监测提供了一项具有应用价值的技术。
技术实现要素：
本发明目的在于为满足飞机结构疲劳寿命监测的需求，提出了一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法，该方法也适用于监测其它机械结构的关键部位的疲劳寿命。
本发明所提供的技术方案为一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法，其步骤为：
步骤1)：使用有限元方法确定所要监测结构关键部位危险点的位置，同时标定要在实际结构安装应变传感器的位置，1号传感器安装在危险点正对的背面，2号传感器安装在1号传感器同侧，与1号传感器的距离需要参考飞机结构件的实际厚度，保证两个传感器距离不小于飞机结构件厚度且不能大于飞机结构件厚度的两倍，并保证两个传感器位置的连线与预测裂纹扩展平面垂直，使用2号传感器和危险点的应力来确定这之间的应力集中系数kt以用来后面计算监测部位的局部应力应变；
步骤2)：根据步骤1)确定的传感器位置，在飞机结构件上安装应变传感器，用于实时监测1号传感器和2号传感器的应变值，分别记为ε1和ε2；
步骤3)：使用雨流计数法对接收监测的一个载荷块中的ε2时间历程进行循环计数，同时使用该结构材料的循环应力应变曲线，根据neuber法确定危险点的局部应力应变；
步骤4)：使用smith公式计算由雨流计数对接收的载荷块ε2时间历程中所提取的第i个循环对应的疲劳损伤di，如下式所示，
σmax——该循环的最大应力；
δε——该循环的应变范围；
σ′f——疲劳强度系数；
ε′f——疲劳塑性系数；
e——杨氏模量；
ni——第i个循环对应的寿命；
b——疲劳强度指数；
c——疲劳塑性指数；
使用miner定理对所接收载荷块的总损伤d进行累积，其中
当总损伤d累积到0.5时，继续下一步，当d＜0.5时，回到步骤3)继续采集下个载荷块进行循环计算；n表示循环总次数。
步骤5)：计算所接收载荷块中ε1和ε2最大值差值的绝对值，求出该绝对值随载荷块数增加的曲线的导数作为疲劳裂纹萌生评估参量k，当疲劳裂纹萌生评估参量k超过判别参数kc时，表明飞机结构关键部位有疲劳裂纹萌生，即疲劳裂纹形成，立即警告停止使用或进行检测维修，如果未超过判别参数kc则继续步骤6)。
步骤6)：考察总损伤d累积情况，当d≥0.9时，表征预测的剩余寿命已不足10％，警报提示寿命消耗接近极限，如果选择继续使用则回到步骤3)继续计算，否则停止使用飞机并检测维修，当d＜0.9时，回到步骤3)继续计算。
将飞机一个飞行起落中待监测飞机结构件的受载情况即载荷谱定为一个载荷块。
所述的判别参数预先由有限元模拟实际裂纹扩展件或采用模拟件疲劳试验进行标定。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果。
本发明的优点在于：提出了一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法。该方法所利用的应变传感器无需安装在飞机结构件危险点部位，而是通过在危险点部位另外一侧安装应变传感器来考察危险点周围的应变变化，以此来间接反映危险点部位的疲劳裂纹萌生和疲劳寿命情况，因此对应变传感器的尺寸和类型没有严格的限制，在严苛的工作环境下也可以根据需要选择合适的应变传感器，更利于应用到各种环境下进行疲劳裂纹的实时监测，例如，高温、燃油等环境。并且该方法在传统寿命预测计算的方法上增加了基于同一套应变传感器的疲劳裂纹萌生寿命的监测方法，这样既能够发挥传统疲劳寿命预测方法的预警作用，又能够规避前期的疲劳裂纹萌生监测的误报警现象，保证了寿命在线监测的准确性和可靠性。
附图说明
图1本发明方法实现疲劳裂纹在线监测的流程图。
图2本发明方法的应变传感器安装示意图。
图3本发明方法应用到某飞机结构件的疲劳裂纹监测效果图。
具体实施方式
结合附图说明本发明的具体实施方式。
本发明通过飞机结构件疲劳试验对本发明作了进一步说明，
一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法，具体计算方法如下：
步骤1)：使用有限元方法确定本结构件关键部位危险点的位置，同时标定要在实际结构安装应变传感器的位置，1号传感器安装在危险点正对的背面，2号传感器安装在1号传感器同侧，与1号传感器的距离需要参考飞机结构件的实际厚度，保证两个传感器距离不小于飞机结构件厚度且不能大于飞机结构件厚度的两倍，并保证两个传感器位置的连线与预测裂纹扩展平面垂直，使用2号传感器和危险点的应力来确定这之间的应力集中系数kt以用来后面计算部位的局部应力应变；
步骤2)：根据步骤1)确定的传感器位置，在该飞机结构件上安装应变传感器，用于实时监测1号和2号传感器的应变值，分别记为ε1和ε2；
步骤3)：使用雨流计数法对接收的载荷块ε2进行循环计数，同时使用该结构材料的循环应力应变曲线，根据neuber法确定危险点的局部应力应变；
步骤4)：使用smith公式计算第i个循环对应的寿命，如下所示，
σmax——该循环的最大应力；
δε——该循环的应变幅值；
σ′f——疲劳强度系数；
ε′f——疲劳塑性系数；
e——杨氏模量；
ni——第i个循环对应的寿命；
b——疲劳强度指数；
c——疲劳塑性指数；
使用miner定理对总损伤d进行累积，其中
当总损伤d累积到0.5时，继续下一步，当d＜0.5时，回到步骤3)继续循环计算；
步骤5)：计算所接收载荷块中ε1和ε2差值的绝对值，求出该值随载荷块数增加的曲线的导数作为疲劳裂纹萌生评估参量k，当疲劳裂纹萌生评估参量k超过判别参数kc(该判别参数可预先由有限元模拟实际裂纹扩展件或由模拟件疲劳试验进行标定)时，表征飞机结构关键部位有疲劳裂纹萌生，疲劳到寿，警告立即停止使用飞机进行检测维修，如果未超过判别参数kc则继续下一步。
步骤6)：考察总损伤d累积情况，当d≥0.9时，表征理论预测的剩余寿命已不足10％，警报提示寿命消耗接近极限，如果选择继续使用则回到步骤3)继续计算，否则停止使用飞机并检测维修，当d＜0.9时，回到步骤3)继续计算。。
本发明的优点在于：提出了一种谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法。该方法所利用的应变传感器无需安装在飞机结构件危险点部位，而是通过在危险点部位另外一侧安装应变传感器来考察危险点周围的应变变化，以此来间接反映危险点部位的疲劳裂纹萌生和疲劳寿命情况，因此对应变传感器的尺寸和类型没有严格的限制，在严苛的工作环境下也可以根据需要选择合适的应变传感器，更利于应用到各种环境下进行疲劳裂纹的实时监测，例如，高温、燃油等环境。并且该方法在传统寿命计算的方法上增加了基于同一套应变传感器的疲劳裂纹萌生的监测方法，既能够发挥传统疲劳寿命预测方法的预警作用，又能够规避前期的疲劳裂纹萌生监测的误报警现象，保证了寿命在线监测的准确性。
为了验证本发明提出的基于应变传感器间接测量的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法的效果，将本方法所得的监测的结果与实际观察测量的裂纹萌生情况比较，如图2所示。结果表明，当监测的总损伤d超过0.9后，并未发现裂纹继续使用，当监测的疲劳裂纹萌生评估参量k大于判别参数0.1时，停止使用，此时观测到了疲劳裂纹萌生，长度为2.22mm，对应寿命为2875个载荷块(飞行起落)，实时理论计算疲劳裂纹萌生寿命约2176个载荷块(裂纹刚萌生时的寿命，对应总损伤d累积到1时的寿命)，说明该方法及时地捕捉了疲劳裂纹的萌生，准确的达到了实时在线监测寿命的目的，同时也保留了传统疲劳寿命预测方法的预警作用，因此，提出的谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法能够精准的监测疲劳裂纹萌生寿命情况。