飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性_損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析_陳勃

1、 收稿日期:2002209224作者簡(jiǎn)介:陳勃(1977- , 男, 湖南常德人, 博士生, buaachb sohu. com.飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析陳勃鮑蕊張建宇費(fèi)斌軍(北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京100083摘要:飛機(jī)結(jié)構(gòu)單獨(dú)采用耐久性設(shè)計(jì)或者單獨(dú)采用損傷容限設(shè)計(jì)都會(huì)影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)的最優(yōu)化設(shè)計(jì). 針對(duì)此問(wèn)題, 在現(xiàn)有的飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限分析方法基礎(chǔ)上提出了飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性/圖. 在保證結(jié)構(gòu)安全和經(jīng)濟(jì)維修的前題下, 飛機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)的指標(biāo). 評(píng)定分析, .關(guān); ; ; 損傷容限設(shè)計(jì):21517文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A 文章編號(hào):100125965(2004 022013

2、9204Combined de sign and analysis of durability anddamage tolerance for flight structureChen Bo Bao Rui Zhang Jianyu Fei Binjun(School of Aeronautics Science and T echnology , Beijing University of Aeronautics and Astronautics , Beijing 100083, China Abstract :Based on existing durability and damage

3、 tolerance analysis method , a new way of flight structure de 2sign and analysis by synthesis was presented. It s olves the problem that designing with durability or damage toler 2ance method separately will affect the optimization design for the flight structure. The analysis flowchart of this meth

4、 2od is als o given. Besides of using life and safety analyzing , structural weight and the inspection and maintenance were discussed. It can be used to increase the maneuverability and economy of the new flight structure. In addition , a calculation exam ple is presented to validate the feasibility

5、 of this new method.K ey words :synthesis ; reliability ; durability design ; damage tolerance design軍機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想正朝著滿足長(zhǎng)壽命、高機(jī)動(dòng)性、高可靠性、高出勤率、低維修成本的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度綜合設(shè)計(jì)方向發(fā)展. 經(jīng)過(guò)近幾十年來(lái)的研究, 飛機(jī)結(jié)構(gòu)基于耐久性設(shè)計(jì)以確保使用(經(jīng)濟(jì) 壽命, 基于損傷容限設(shè)計(jì)以確保安全的可靠性設(shè)計(jì)體系在我國(guó)已經(jīng)基本建立, 并且應(yīng)用于新研飛機(jī)的設(shè)計(jì)和現(xiàn)役飛機(jī)壽命的可靠性評(píng)定. 但兩種基本相互獨(dú)立的計(jì)算和分析方法必然導(dǎo)致一些相互矛盾的要求. 這種矛盾在新研飛機(jī)的設(shè)計(jì)和評(píng)定階段, 尤

6、其是在飛機(jī)關(guān)鍵件的設(shè)計(jì)上表現(xiàn)得更為突出. 對(duì)于飛機(jī)某一特定的關(guān)鍵件, 通常只采取其中的一種設(shè)計(jì)方法, 即損傷容限設(shè)計(jì)方法或者耐久性設(shè)計(jì)方法, 因而沒(méi)有綜合考慮經(jīng)濟(jì)性和安全性的要求和兩者之間的內(nèi)在聯(lián)系, 影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)最優(yōu)化設(shè)計(jì), 同時(shí)也給飛機(jī)的壽命評(píng)定和維護(hù)帶來(lái)了不便.隨著對(duì)軍用飛機(jī)要求的不斷提高, 目前飛機(jī)結(jié)構(gòu)采用的單一設(shè)計(jì)分析方法顯然已經(jīng)不能滿足高性能要求. 有鑒于此, 有必要發(fā)展既兼顧經(jīng)濟(jì)性又兼顧安全性的飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)與分析方法.1綜合設(shè)計(jì)與分析的目標(biāo)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析是一個(gè)非常復(fù)雜的過(guò)程, 影響的因素也很多. 包括采用的設(shè)計(jì)原理與規(guī)范、結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)類型、結(jié)構(gòu)的可檢類型等. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的綜合

7、設(shè)計(jì)與分析方法首先必須能夠?qū)Y(jié)構(gòu)進(jìn)2004年2月第30卷第2期北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics February 2004V ol. 30N o 12行基本的壽命和安全的分析:1 在允許的經(jīng)濟(jì)維修次數(shù)下, 結(jié)構(gòu)的壽命大于飛機(jī)的使用壽命.2 裂紋的擴(kuò)展周期大于結(jié)構(gòu)的檢查周期, 在規(guī)定的檢查間隔內(nèi)保證飛機(jī)的安全.上面兩點(diǎn)可通過(guò)現(xiàn)有的耐久性和損傷容限分析方法實(shí)現(xiàn). 但只滿足上面兩個(gè)條件的結(jié)構(gòu)不一定就是最優(yōu)的結(jié)構(gòu). 結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)必須在此基礎(chǔ)上增加對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性、經(jīng)濟(jì)性和低維修成本的要求. 因此

8、飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析方法增加以下的分析目標(biāo):3 結(jié)構(gòu)的重量分析4 1. 1結(jié)構(gòu)的重量是影響飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的最重要的因素, 重量的減輕對(duì)于提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性和經(jīng)濟(jì)性都很有幫助, 因此對(duì)于結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì), 希望在允許的范圍內(nèi)得到最輕的結(jié)構(gòu)重量.結(jié)構(gòu)的重量是由結(jié)構(gòu)所需承受的應(yīng)力水平?jīng)Q定的, 增加重量可以提高結(jié)構(gòu)能承受的應(yīng)力水平, 因此結(jié)構(gòu)的重量可表達(dá)為應(yīng)力水平的函數(shù)W =f (S (1 結(jié)構(gòu)的重量分析就可以通過(guò)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平分析實(shí)現(xiàn). 在其它條件不變的情況下, 結(jié)構(gòu)能承受的最高應(yīng)力水平對(duì)應(yīng)著最輕的結(jié)構(gòu)重量. 1. 2結(jié)構(gòu)檢修一體化分析飛機(jī)主要的一些關(guān)鍵構(gòu)件大都是戰(zhàn)場(chǎng)或基地級(jí)可檢結(jié)構(gòu),

9、結(jié)構(gòu)的檢查和維修都必須進(jìn)廠才能完成, 而結(jié)構(gòu)的修理時(shí)間和檢查間隔分別由耐久性和損傷容限分析決定. 顯然如果飛機(jī)的檢查和修理不能同時(shí)進(jìn)行, 必將增加飛機(jī)進(jìn)廠維修的次數(shù), 增加飛機(jī)的維護(hù)費(fèi)用, 降低飛機(jī)的出勤率, 使飛機(jī)變得不經(jīng)濟(jì). 在飛機(jī)設(shè)計(jì)階段, 結(jié)構(gòu)檢修直接影響著整機(jī)的檢修安排, 因此必須對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢修一體化分析. 影響結(jié)構(gòu)檢修一體化的因素主要包括結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平、結(jié)構(gòu)檢查間隔和允許的修理次數(shù)等. 對(duì)于現(xiàn)役飛機(jī)結(jié)構(gòu), 檢修一體化需要分析結(jié)構(gòu)的檢修能否符合飛機(jī)整體的檢修. 對(duì)于新研飛機(jī)結(jié)構(gòu)則需分析各種因素影響, 制定最佳的檢修方案.2結(jié)構(gòu)的綜合設(shè)計(jì)與分析2. 1現(xiàn)有的耐久性和損傷容限分析方法結(jié)構(gòu)的

10、耐久性分析主要是通過(guò)對(duì)裂紋萌生階段進(jìn)行研究來(lái)預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命并確定結(jié)構(gòu)的大修時(shí)間, 損傷容限分析主要是通過(guò)對(duì)裂紋擴(kuò)展的研究來(lái)確定結(jié)構(gòu)的首翻期和檢查間隔, 保證結(jié)構(gòu)的安全. 國(guó)內(nèi)外建立和發(fā)展起來(lái)的耐久性和損傷容限分析方法較多, 目前常用的耐久性分析方法主要有概率斷裂力學(xué)方法(PFMA 1、裂紋萌生法(CI A 2和確定性裂紋增長(zhǎng)法(DCG A 1. 對(duì)于損傷容限分析, 概率損傷容限分析方法正成為發(fā)展的主要方向, 目前最常用的有基于斷裂可靠性3以及各種概率損. /損傷容限綜合分析是在現(xiàn)有的耐久性分析和損傷容限分析基礎(chǔ)上增加了對(duì)結(jié)構(gòu)的重量以及檢修一體化的分析. 圖1是結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限綜合設(shè)計(jì)與

11、分析方法的流程圖. 其分析過(guò)程如下:1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)過(guò)初步設(shè)計(jì), 當(dāng)結(jié)構(gòu)的重量符合要求后利用有限元軟件對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行應(yīng)力分析, 確定綜合分析的對(duì)象和范圍并對(duì)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)群進(jìn)行應(yīng)力劃分.2 根據(jù)載荷譜確定結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平.3 利用現(xiàn)有的分析方法對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行耐久性分析和損傷容限分析, 當(dāng)結(jié)構(gòu)不能滿足耐久性或損傷容限要求時(shí), 則需要改進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì).如果壽命和安全的要求都能滿足, 則對(duì)此結(jié)構(gòu)進(jìn)行重量和檢修一體化優(yōu)化分析.4 對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢修一體化的分析, 當(dāng)無(wú)法達(dá)到檢修一體化的要求時(shí), 則需要對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì), 使其盡量滿足檢修一體化要求.5 當(dāng)滿足檢修一體化條件后, 增加結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平并回到步驟3 , 重新對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)

12、行上述分析.6 隨著應(yīng)力水平的增加, 結(jié)構(gòu)的耐久性和損傷容限能力下降, 當(dāng)有一個(gè)不能滿足要求時(shí), 它的上一級(jí)應(yīng)力水平就是能同時(shí)滿足耐久性和損傷容限要求的最高應(yīng)力水平, 根據(jù)該應(yīng)力水平可以得到結(jié)構(gòu)的最輕重量, 同時(shí)通過(guò)對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的不斷改進(jìn), 也得到了結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方案.綜合分析過(guò)程中需要利用現(xiàn)有的耐久性和損傷容限分析方法, 為了保持兩個(gè)階段裂紋擴(kuò)展公式的一致性和減少分析前期的實(shí)驗(yàn)工作量, 建議采用以下的分析組合:1 耐久性分析采用概率斷裂力學(xué)方法, 損傷容限分析采用譜載荷下隨機(jī)裂紋擴(kuò)展的概率損傷模型, 裂紋擴(kuò)展采用Lin 和Y ang 提出的裂紋隨機(jī)041北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)2004年 圖1飛機(jī)

13、結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析流程圖擴(kuò)展模型4.d a (t d t =Qa (t bX (t (2 2 耐久性采用改進(jìn)的裂紋萌生法, 損傷容限采用基于斷裂可靠性處理的概率損傷容限分析方法, 裂紋擴(kuò)展采用Walker 公式5或以Walker 公式為基礎(chǔ)的Willenborg chang 模型5.3現(xiàn)有飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合分析舉例現(xiàn)有某型號(hào)機(jī)機(jī)翼主梁的耐久性和損傷容限綜合分析. 機(jī)翼主梁的安全特性決定了機(jī)翼乃至全機(jī)的安全. 因此翼梁是該機(jī)最重要的耐久性/損傷容限關(guān)鍵件, 對(duì)其要求為:首翻期1200飛行小時(shí), 第一次大修2200飛行小時(shí), 壽命終止3000飛行小時(shí).主梁采用變截面工字梁, 關(guān)鍵件的細(xì)節(jié)

14、為根部下突緣直徑為6mm 的螺栓孔, 相鄰兩孔的中心距離為25mm , 初始裂紋假設(shè)為單邊1. 25mm 的角裂紋. 其模擬試件結(jié)構(gòu)材料性能參數(shù)見(jiàn)表1, 裂紋擴(kuò)展參數(shù)見(jiàn)表2, 結(jié)構(gòu)的載荷譜略. 結(jié)構(gòu)應(yīng)力區(qū)的劃分見(jiàn)表3, 應(yīng)力水平為625. 5MPa.結(jié)構(gòu)耐久性分析采用改進(jìn)的裂紋萌生法, 對(duì)表3給定的細(xì)節(jié), 耐久性要求為:許用裂紋超越數(shù)為1. 損傷容限分析采用基于斷裂可靠性處理的概率損傷容限分析方法, 結(jié)構(gòu)可靠度要求為P >99. 9%.進(jìn)行以上分析還需模擬件的裂紋萌生試驗(yàn)數(shù)據(jù)和結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)裂紋萌生的p 2S 2N 曲線族.表1模擬試件結(jié)構(gòu)材料性能參數(shù)結(jié)構(gòu)及模擬試件材料厚度mm 寬度mm 0.

15、 2MPa K Ic ,p (MPa mm 1230CrMnS iNi2A32011932500表2W alker 公式及Willenborg 模型參數(shù)n pM 1M 2C pSR2. 3820. 53730. 10-102. 78表3結(jié)構(gòu)應(yīng)力區(qū)的劃分應(yīng)力區(qū)123456max 625. 5607. 5474. 3465. 5430. 0395. 9細(xì)節(jié)數(shù)2002002002004004003. 1模擬試件的裂紋萌生試驗(yàn)數(shù)據(jù)取7個(gè)模擬試件進(jìn)行恒幅載荷的裂紋萌生試驗(yàn), max =680. 4MPa , 應(yīng)力比R =0. 18. 然后對(duì)試件斷口進(jìn)行分析判讀, 取裂紋從0. 4mm 到1. 2mm 所

16、對(duì)應(yīng)的(a , N 數(shù)據(jù), 采用3點(diǎn)拉格朗日插值方法, 得各試件裂紋尺寸達(dá)到指定的經(jīng)濟(jì)修理極限a e =0. 8mm 時(shí)的裂紋萌生壽命N e 如表4.表4a e =0. 8mm 的裂紋萌生壽命序號(hào)12345673. 2結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)裂紋萌生的p 2S 2N 曲線族不同存活率的裂紋萌生p 2S 2N 曲線采用三參數(shù)表達(dá)式max =C p 1+N a p(3141第2期陳勃等:飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析 其中, 形狀參數(shù)A =99. 963, a =0. 4702, 利用表4的結(jié)果得出存活率在0. 90. 999999間的9條p 2S 2N 曲線構(gòu)成的曲線族, 見(jiàn)表5.表5結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)裂紋萌生p

17、2S 2N 曲線族PC pPC p23619428579注:以上的數(shù)據(jù)來(lái)自耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)手冊(cè)3. 3結(jié)構(gòu)綜合分析利用以上的數(shù)據(jù), 按圖1力水平625. 5MPa 命查周期分別為3710飛行小時(shí)和2662飛行小時(shí), 分別大于結(jié)構(gòu)的第一次大修時(shí)間2200飛行小時(shí)和首翻期1200飛行小時(shí), 都能滿足要求. 因此可對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行重量以及檢修一體化的優(yōu)化分析.重量分析通過(guò)應(yīng)力水平分析實(shí)現(xiàn), 不斷提高結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平, 研究結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限性能的變化. 從表6和圖2可以看出, 隨著應(yīng)力水平的增加, 結(jié)構(gòu)的耐久性和損傷容限性能都下降, 如果首翻期只檢查不修理, 那么應(yīng)力水平上升到707MPa 時(shí), 耐久

18、性首先不能滿足要求, 損傷容限到831. 8MPa 時(shí)不能滿足要求. 結(jié)構(gòu)能承受的最高應(yīng)力水平為兩者的最小值707MPa , 該應(yīng)力水平對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)重量為最輕結(jié)構(gòu)重量. 如果首翻期修理, 則結(jié)構(gòu)能承受的最高應(yīng)力水平能到820MPa , 結(jié)構(gòu)重量減輕的余地更大.表6結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平分析m ax M P a 未修壽命飛行小時(shí)擴(kuò)展周期飛行小時(shí)m ax M P a 未修壽命飛行小時(shí)擴(kuò)展周期飛行小時(shí)625. 53709. 452661. 56750. 61762. 01625. 26656. 7753014. 262425. 338751506. 871457. 18688. 052488. 362126.

19、1813. 51300. 31290. 46719. 3252081. 751827. 694251123. 061131. 09圖2結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平分析飛機(jī)的檢修是對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)以及機(jī)載設(shè)備等綜合分析的結(jié)果, 結(jié)構(gòu)的檢修要符合飛機(jī)整體的檢修. 這里不考慮整機(jī)的首翻期和大修, 只針對(duì)本結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢修一體化分析. 由圖2看出, 對(duì)于給定的應(yīng)力水平625. 5MPa , 結(jié)構(gòu)的壽命和檢查周期都遠(yuǎn)大于飛機(jī)壽命3000飛行小時(shí)的一半, 在整個(gè)使用期內(nèi)可只進(jìn)行一次檢查并修理. 修理方案為在1600飛行小時(shí), 對(duì)結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力區(qū)螺栓孔進(jìn)行鉸孔, 以清除未達(dá)到經(jīng)濟(jì)修理極限0. 8mm 的裂紋及其前沿塑性區(qū), 對(duì)其它小應(yīng)

20、力區(qū)的螺栓孔進(jìn)行檢查, . 結(jié)構(gòu)重量的, 2看出, 當(dāng)應(yīng)力水平超, , 結(jié)構(gòu)需增加一次要求, 得到綜合性能最好的設(shè)計(jì)方案.4結(jié)束語(yǔ)利用現(xiàn)有的耐久性和損傷容限分析方法按圖1的流程圖可對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行耐久性和損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析. 該方法可以用于指導(dǎo)新研飛機(jī)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和對(duì)現(xiàn)役飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行可靠性評(píng)定. 除了滿足耐久性和損傷容限的基本要求, 結(jié)構(gòu)的綜合設(shè)計(jì)與分析方法還增加了結(jié)構(gòu)重量和檢修一體化的分析. 此外還應(yīng)綜合考慮應(yīng)力水平的提高對(duì)飛機(jī)檢修一體化的影響, 得到飛機(jī)結(jié)構(gòu)機(jī)動(dòng)性和經(jīng)濟(jì)性綜合性能最好的優(yōu)化設(shè)計(jì)方案.參考文獻(xiàn)(R eferences 1劉文, 鄭仲, 費(fèi)斌軍. 概率斷裂力學(xué)與概率損傷容限

21、/耐久性M.北京:北京航空航天大學(xué)出版社, 1999Liu W enting , Zheng M inzhong , Fei Binjun. Probability fracture me 2chanics and probability damage tolerace durability M .Beijing :Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press , 1999(in Chinese 2劉文, 劉彤. 改進(jìn)的耐久性分析裂紋萌生方法研究J.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2000,26(6 :691693Liu W enting , Liu T ong. Research on im proved crack init