[0022] 下面结合附图以及具体实施例进一步说明本发明。
[0023] 如图1所示,本发明确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法的具体实现步骤为:
[0024] 1.首先确定结构所受疲劳载荷和需要满足的剩余强度σreq,并选取一个相对较高的初始疲劳寿命级N0和合适的寿命级差ΔN;
[0025] 2.进行疲劳裂纹萌生和裂纹扩展实验,若未到达选定寿命级试件就断裂,实验结果记为“破坏”,若实验到达选定寿命时试件未断裂,则进行静强度实验;
[0026] 3.取静强度实验中的最大载荷为试件的剩余强度σrsi,若σrsi<σreq,则实验结果记为“破坏”,若σrsi≥σreq,则实验结果记为“越出”;“破坏”和“越出”为两个相反的结果;
[0027] 4.若前一个试件为“破坏”,则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上减寿命级差ΔN,进行步骤2,若前一个试件为“越出”,则随后的一个试件在前一个试件的寿命级上加寿命级差ΔN,进行步骤2;
[0028] 5.根据步骤2至步骤4序贯进行实验。从第一次出现相反结果的两个数据点开始记为有效数据,实验至6~12个有效数据时,根据有效数据的终点,可以设想在某一寿命级上还应存在一个数据点,若该点与有效数据的起点位于同一寿命级上,则实验数据闭合。若满足闭合条件,则进入步骤6,若不满足闭合条件,则进入步骤2;
[0029] 6.相邻寿命级上的相反结果配对;
[0030] 7.将对子的寿命均值作为随机变量进行统计分析,统计量的均值即为WFD平均行为(WFDave),计算公式为:
[0031]
[0032] 其中,Nri为相邻寿命级上的相反实验结果的寿命Ni和Ni+1的均值,ni为Ni和Ni+1配成的对子个数,n=Σni;
[0033] 实施例1:利用寿命升降法确定航空铝合金2524-T3板材5细节MSD结构试件的WFDave
[0034] 如图2所示,为5细节MSD结构试件尺寸示意图,试件厚度1.6mm,材料基本力学性能为:杨氏模量E=70GPa,屈服强度σys=332MPa,极限强度σult=463MPa。
[0035] 1.确定加载参数、剩余强度、初始寿命级和寿命级差。
[0036] 本实例采用恒幅载荷加载,最大应力100MPa,应力比0.06。实验频率8Hz。结构应满足的剩余强度为σreq=254.5MPa。选定初始寿命级为240,000个循环,级差ΔN=30,000个循环。
[0037] 2.对一个试件在选定的寿命级下进行疲劳实验,观测并记录裂纹萌生情况和扩展情况。若疲劳实验结束时试件萌生的裂纹数小于2条,实验结果无效,重新进行实验。疲劳寿命到达预设的寿命级后,若试件的裂纹数≥2条且未断裂,则进行静强度实验。静强度实验采用位移模式加载,实验速率为0.5mm/min。记录实验中的位移-载荷情况,取静强度实验中的试件能承受的最大强度为试件的剩余强度σrsi。
[0038] 3.试件未达到选定疲劳寿命即断裂或经历选定疲劳寿命后剩余强度σrsi<σreq,记为“破坏”,若试件经历选定疲劳寿命后剩余强度σrsi≥σreq,记为“越出”。凡前一个试件破坏,则随后的一个实验在更低一级的疲劳寿命上进行;凡前一个试件越出,则随后的一个实验在更高一级的疲劳寿命上进行。
[0039] 4.实验至8个有效数据且满足闭合条件时结束实验,实验结果如表1所示。
[0040] 表1寿命升降法实验结果
[0041]
[0042] 对实验结果进行配对,配对结果如表2所示。
[0043] 表2寿命升降法配对结果
[0044]
[0045] 5.将配对结果带入如下公式可计算得到5细节MSD结构的WFD平均行为:
[0046]
[0047] 6.上述即为采用本发明所提出的寿命升降法确定MSD结构的WFD平均行为的过程。由于本发明提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础,不依赖于结构的具体形式和受载情况,因此,该方法对广布疲劳损伤结构的两种类型,即多部位损伤结构和多元件损伤结构均适用。
[0048] 本发明未详细公开的部分属于本领域的公知技术。
[0049] 尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述,以便于本技术领域的技术人员理解本发明,但应该清楚,本发明不限于具体实施方式的范围,对本技术领域的普通技术人员来讲,只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内,这些变化是显而易见的,一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。