一种飞机金属结构耐久性设计许用应力确定方法与流程

本发明属于飞机结构性能评估，具体涉及飞机结构耐久性分析领域，特别是一种飞机金属结构耐久性设计许用应力确定方法。

背景技术：

1、在飞机设计研制过程中，为了快速量化评估全机承力结构的耐久性是否满足设计要求，常采用的一种评估方法是耐久性设计许用应力方法，给出飞机结构在设计载荷谱和设计寿命指标下各种材料、各类细节的耐久性许用应力，通过对比结构细节的许用应力与使用应力(或工作应力)，判断结构疲劳裕度(或耐久性裕度)是否满足要求，从而实现耐久性分析覆盖全机承力结构。

2、这套方法针对金属结构，疲劳裕度(fms)的计算公式为：

3、

4、式中，[σref]表示许用应力，σref表示工作应力，下标ref表示参考应力或名义应力。

5、耐久性许用应力是采用耐久性分析或试验获取的目标结构在预期使用条件下的耐久性寿命刚好满足设计使用寿命要求时的应力许用值，取决于设计载荷谱、设计寿命、结构细节类型、材料、结构可靠度要求等多个因素。其中，最主要的影响因素是材料、载荷谱和设计寿命指标。

6、耐久性许用应力可基于疲劳分析方法(应力疲劳法或应变疲劳法)进行理论计算，也可基于随机谱下耐久性试验获取。在已知载荷谱序列、材料性能参数、细节特征和尺寸等信息后，根据设计寿命指标和可靠度要求反算出谱中最大载荷所对应的应力水平，再根据需要折算到限制载荷或极限载荷下，即得到许用应力。许用应力可对应限制载荷，也可对应极限载荷，两者通过载荷不确定系数(也称安全系数)进行折算，极限载荷下的许用应力值等于限制载荷下的许用应力值乘以载荷不确定系数。本发明里的许用应力针对限制载荷。

7、由于耐久性许用应力的影响因素众多，若完全基于疲劳试验获取许用应力，则试验矩阵太大；若完全基于理论分析获取许用应力，则计算准确度难以保证。基于以上背景，本发明提出一种以疲劳分析法为主、辅以试验修正的金属结构耐久性设计许用应力确定方法。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题：一种金属结构耐久性设计许用应力确定方法，以疲劳分析法为主、辅以试验修正，用于确定飞机结构在设计载荷谱和设计寿命指标下各种材料、各类细节的耐久性许用应力，以便通过判断疲劳裕度的正负进行快速耐久性评估。

2、技术方案：一种飞机金属结构耐久性设计许用应力确定方法，首先通过疲劳分析法计算给定材料和载荷谱下的基准局部许用应力，考虑到实际结构因素，引入等效应力集中系数对基准局部许用应力进行修正；并基于疲劳试验对理论分析结果的修正引入应力修正系数；还考虑到可靠度要求引入疲劳不确定系数，从而建立一套类比计算公式确定耐久性设计许用应力；

3、耐久性设计许用应力计算公式如下：

4、

5、其中，[σmax,0]为基准局部许用应力，kte为等效应力集中系数，scf为应力修正系数，fsf为疲劳不确定系数，cload为载荷折算系数。

6、进一步地，针对目标结构，确定所涉及的材料、疲劳载荷谱类型、细节类型以及设计寿命；

7、采用疲劳分析方法，按所述的材料、载荷谱，计算疲劳寿命等于设计寿命所对应的理论局部弹性应力，确定基准局部许用应力[σmax,0]；

8、针对所述的细节类型，根据实际结构尺寸，计算理论应力集中系数kt，并考虑表面处理、表面粗糙度、冷作强化、紧固件安装因素影响，引入kt修正系数，计算等效应力集中系数kte；

9、针对所述的细节类型和材料，基于同类细节模拟试验件在相同材料、相似载荷谱下的疲劳试验数据，对比试验应力与基于疲劳分析法反推的理论应力，计算应力修正系数scf，并按材料和细节类型进行统计归并；

10、针对所述的载荷谱类型，根据限制载荷与谱中最大载荷的比值，确定载荷折算系数cload；

11、针对所述的目标结构，根据疲劳寿命分散系数、结构重要度、材料性能差异、载荷谱差异因素，确定疲劳不确定系数fsf。

12、进一步地，基准局部许用应力的计算方法为：

13、4)给定材料和载荷谱序列，选取若干个局部弹性应力水平σmax，采用疲劳分析方法，分别计算理论疲劳寿命n，其中，σmax至少为低、中、高三种应力水平，使n足够分散，位于2000fh～20000fh，fh表示飞行小时；

14、5)基于若干组(σmax,n)样本点，采用幂函数公式拟合出局部弹性应力-疲劳寿命曲线，即σmax-n曲线，如下：

15、

16、式中，m和c为公式常数，与疲劳分析方法、材料及载荷谱相关；

17、6)根据σmax-n曲线，反算出设计寿命n0所对应的基准局部许用应力[σmax,0]，计算公式如下，其中，[σmax,0]对应疲劳谱中最大载荷工况；

18、[σmax,0]＝(c/n0)1/m。

19、进一步地，理论应力集中系数的计算方法为：针对不同细节类型，查阅应力集中系数手册的曲线或计算公式，或者通过细节有限元分析，获取局部弹性应力与名义应力的比值；等效应力集中系数的计算方法为：

20、kte＝kt/πci

21、其中，ci表示各种影响因素的kt修正系数，与材料类型强相关，需通过试验获取或采用经验值；

22、cst表示表面处理修正系数，如铬酸阳极化；

23、ccw表示冷作强化修正系数，如是否采用冷挤压强化；

24、csr表示表面粗糙度修正系数，如ra＝1.6、3.2、6.4；

25、cfi表示紧固件安装修正系数，如铆钉、抽钉、干涉配合高锁、间隙配合高锁等；

26、cse表示尺寸效应修正系数。

27、进一步地，ccw表示冷作强化修正系数通过试验获取时，首先设计无冷作强化和冷作强化试验件，通过多组应力水平下的疲劳试验分别构建名义应力-寿命曲线，再根据目标寿命反算出对应的应力，两个应力的比值即为修正系数，公式如下；

28、ccw＝scw/s0。

29、进一步地，应力修正系数scf的计算公式为：

30、

31、其中，[σmax’]指在试验载荷谱和试验件材料下通过疲劳分析方法反推试验中值寿命所对应的理论局部弹性应力，疲劳分析方法需与确定基准局部许用应力时采用的方法相同，并将n0替换为试验中值寿命，指萌生工程可检裂纹的裂纹萌生寿命；kte’指试验件的kte；σref’指试验名义应力。

32、scf反映了疲劳分析与试验的匹配程度，scf越接近1.0，说明两者越匹配；若scf>1.0，则疲劳分析寿命较试验寿命长，分析结果偏危险。

33、该系数主要与细节类型、材料、载荷谱类型有关，需要基于大量典型件和模拟件在随机谱下的疲劳试验进行计算和统计/归并，以校验和修正理论分析结果，从而提高理论计算结果的准确度和可靠度。

34、进一步地，载荷折算系数cload的计算公式为：

35、cload＝flim/fspec

36、其中，flim表示限制载荷，fspec表示谱中最大载荷。该系数主要与载荷谱类型有关。

37、进一步的地，疲劳不确定系数fsf的计算公式为：

38、fsf＝πβi

39、β0表示基准分散系数，通过疲劳寿命分散系数反推得到，计算公式如下：

40、β0＝lsf1/m

41、其中，lsf表示疲劳寿命分散系数，m表示给定材料和载荷谱下的局部弹性应力-寿命曲线，即σmax-n曲线参数。

42、βr表示零件重要度系数，与零件对飞机安全性和经济性的影响有关，关键件的重要度最高，重要件次之，一般件最低。如，关键件＝1.0，重要件＝0.9，一般件＝0.8；

43、βm表示材料性能差异系数，针对当前材料牌号的疲劳性能参数暂缺，只能借用相近材料的情况，如借用同牌号、不同热处理或者不同尺寸规格的材料性能参数，βm≥1.0；

44、βs表示载荷谱差异系数，针对分析所用载荷谱与实际载荷谱存在较大差异的情况，βs≥1.0。

45、进一步地，载荷谱类型指与结构细节应力谱直接相关的部件载荷谱，包括机翼弯矩谱、机身纵向弯矩谱、舵面铰链力矩谱、起落架载荷谱等；细节类型包括紧固孔、空孔与缺口、圆角、耳片等几大类。

46、进一步地，所述疲劳分析方法指应力疲劳法、应变疲劳法；其中，应力疲劳法含名义应力法、应力严重系数法。

47、有益技术效果：本发明提出一种金属结构耐久性设计许用应力确定方法，以疲劳分析法为主、辅以试验修正，通过类比计算公式，既简化了疲劳试验矩阵，又确保了理论分析的准确度；通过对比许用应力和工作应力，快速判断结构疲劳裕度是否满足要求，从而实现耐久性分析覆盖全机承力结构。