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        某型飛機(jī)機(jī)翼根部模擬件的耐久性分析

        2015-06-02 05:20:50陳俊峰
        關(guān)鍵詞:耐久性

        陳俊峰

        摘 要:現(xiàn)代飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求是高可靠性、長壽命和低維修成本,這使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性設(shè)計(jì)成為飛機(jī)研制過程中的重要環(huán)節(jié)。該文立足于工程實(shí)際,通過材料為國產(chǎn)鋁合金7050-T7451的某型飛機(jī)關(guān)鍵部位模擬件在飛-續(xù)-飛隨機(jī)譜下多種應(yīng)力水平的耐久性試驗(yàn),為評定疲勞關(guān)鍵件的耐久性設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)基礎(chǔ),并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果,評估連接型式,釘傳比對結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量的影響。

        關(guān)鍵詞:耐久性 當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS) 原始疲勞質(zhì)量(IFQ) 概率斷裂力學(xué)方法(PFMA)

        中圖分類號:V215.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼d:A 文章編號:1674-098X(2015)02(c)-0081-02

        隨著航空事業(yè)的發(fā)展,先進(jìn)飛機(jī)的多用途、高性能、高制造成本要求飛機(jī)必須有高可靠性、長壽命,高出勤率和低維修成本。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性設(shè)計(jì)就是為了滿足上述目標(biāo)而發(fā)展起來的一項(xiàng)新技術(shù)。美國空軍已從20世紀(jì)80年代開始展開對飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性的研究。目前,我國已開展對飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性的研究,并且應(yīng)用于新研飛機(jī)的設(shè)計(jì)和現(xiàn)役飛機(jī)壽命的可靠性評定[1]。

        耐久性是飛機(jī)結(jié)構(gòu)固有的一種基本能力,它是結(jié)構(gòu)在規(guī)定時間內(nèi),抵抗疲勞開裂、腐蝕、熱退化、剝離、磨損和外來物損傷作用的能力[2]。本文通過材料為國產(chǎn)鋁合金7050-T7451的某型飛機(jī)關(guān)鍵部位模擬件在譜載下多種應(yīng)力水平的耐久性試驗(yàn),為評定疲勞關(guān)鍵件耐久性設(shè)計(jì)和使用壽命提供基礎(chǔ)。

        1 耐久性分析原理

        文章采用概率斷裂力學(xué)方法(PFMA)進(jìn)行耐久性分析,即在給定載荷譜的高、中、低3種應(yīng)力水平下,以結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)模擬件通過耐久性試驗(yàn)獲得的斷口金相數(shù)據(jù)集為基礎(chǔ),應(yīng)用概率斷裂力學(xué),建立描述結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量(IFQ)的通用當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS)分布,進(jìn)而給出結(jié)構(gòu)損傷度隨時間變化的函數(shù)關(guān)系,依據(jù)指定的損傷度和可靠度預(yù)測結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命[3]。

        通用EIFS分布是由給定譜載和幾種不同應(yīng)力水平下的裂紋形成時間(TTCI)分布所導(dǎo)出的EIFS分布經(jīng)過不同應(yīng)力水平下的綜合處理得到,TTCI分布由一組相同的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗(yàn),獲得裂紋尺寸a隨試驗(yàn)時間t的變化規(guī)律,根據(jù)斷口(a,t)數(shù)據(jù)對及短裂紋擴(kuò)展公式確定其分布參數(shù)。對于緊固孔類型的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié),TTCI服從三參數(shù)Weibull分布:

        (1)

        式中:T為TTCI;為形狀參數(shù);為尺度參數(shù);為TTCI的下界(即位置參數(shù))。

        由試驗(yàn)件的斷口金相分析結(jié)果可確定出3個威布爾參數(shù),即、和。

        為了便于比較EIFS分布情況,結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量可用特征裂紋尺寸表示,即95%置信水平和95%可靠度下TTCI對應(yīng)的EIFS來表示。

        假設(shè)t時刻對應(yīng)應(yīng)力區(qū)i的細(xì)節(jié)裂紋尺寸超過指定參考裂紋尺寸的概率為。與對應(yīng)的在t=0時的當(dāng)量初始缺陷尺寸為。給定應(yīng)力區(qū)的隨時間變化的曲線稱為SCGMC,其數(shù)學(xué)表達(dá)式:

        (2)

        在進(jìn)行耐久性分析時,應(yīng)為細(xì)節(jié)的經(jīng)濟(jì)修理極限ae,本文取ae=0.8mm。對于實(shí)際結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)所在的應(yīng)力區(qū),Qi為實(shí)際結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)所在的應(yīng)力區(qū)最大名義應(yīng)力對應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速率。

        在時間t時,給定應(yīng)力區(qū)i的裂紋尺寸超過定參考裂紋尺寸的概率為裂紋超越數(shù)概率,用表示,其數(shù)學(xué)表達(dá)形式為:

        (3)

        將確定的代入上式可得任意時刻的裂紋尺寸分布:

        0<≤xu (4)

        損傷度是指結(jié)構(gòu)在t時所產(chǎn)生的耐久性損傷,它通常用結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)群的裂紋超越百分?jǐn)?shù)表示。損傷度是時間的t的函數(shù)。其表達(dá)式為:

        (5)

        式中為細(xì)節(jié)總數(shù)。

        根據(jù)損傷度要求,可反推得到裂紋超越數(shù)概率,繼而得到經(jīng)濟(jì)壽命。

        2 試驗(yàn)及數(shù)據(jù)處理

        2.1 試件

        本文試驗(yàn)件為飛機(jī)機(jī)翼根部的模擬件,為“反向雙犬骨型”連接件,材料均為國產(chǎn)鋁合金7050-T7451,如圖1所示。試件分為5組,每組25件,具體分類見表1。

        試件含3類連接型式(高鎖螺栓、普通螺栓、普通鉚釘)理論釘傳比相同(15%)及3組連接型式(高鎖螺栓)相同,釘傳比不同的典型細(xì)節(jié)。

        2.2 試驗(yàn)內(nèi)容

        試驗(yàn)載荷譜為機(jī)翼根部彎矩譜,飛-續(xù)-飛隨機(jī)系數(shù)譜,其最大值為1,最小值為-0.157。一個周期含8739個峰谷對,代表529個起落、500飛行小時,該譜含標(biāo)識載荷。

        采用INSTRON8801(±100KN)疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行試驗(yàn),在室溫大氣下進(jìn)行耐久性試驗(yàn)。加載頻率為10Hz。

        試驗(yàn)過程中,對每組試驗(yàn)件在高、中、低三種應(yīng)力水平下進(jìn)行耐久性試驗(yàn)。在正式試驗(yàn)前首先進(jìn)行應(yīng)力水平摸索試驗(yàn),確定試驗(yàn)用中等應(yīng)力水平,即在該應(yīng)力水平下,試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命(對應(yīng)孔邊0.8 mm裂紋)在10000飛行小時左右,對應(yīng)載荷譜循環(huán)20次。高等應(yīng)力水平是中等應(yīng)力水平的1.15倍左右,低等應(yīng)力水平是中等應(yīng)力水平的0.9倍左右。每個應(yīng)力水平下需有5~8件有效試件。試驗(yàn)中通過讀數(shù)顯微鏡觀測并記錄裂紋擴(kuò)展情況,當(dāng)裂紋超過4 mm時停止試驗(yàn),測量試件剩余強(qiáng)度。

        2.3 斷口分析

        對主導(dǎo)裂紋引起的試件斷口進(jìn)行金相分析以得到數(shù)據(jù)集。在裂紋長度范圍0.3~1.5mm至少獲得7組數(shù)據(jù)對。對于本文的反向雙犬骨試件,僅觀察兩個釘孔中最大的主導(dǎo)裂紋,記錄該裂紋的尺寸數(shù)據(jù)。圖2為體式顯微鏡放大30倍的典型斷口形貌圖。

        根據(jù)PFMA方法,處理斷口數(shù)據(jù)集,獲得通用EIFS分布及雙95%下的值。為了比較各個參數(shù)對耐久性的影響,需得到模擬件的經(jīng)濟(jì)壽命,從而便于量化分析。假設(shè)模擬件所處的應(yīng)力區(qū)應(yīng)力為200MPa,共有100個結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié),據(jù)此分析每組試驗(yàn)件的SCGMC。根據(jù)EIFS分布參數(shù),結(jié)合SCGMC方程,預(yù)測出在使用時間為5000飛行小時時模擬件細(xì)節(jié)超越數(shù),在50%的可靠度下,允許損傷度為D=3時計(jì)算出結(jié)構(gòu)件的經(jīng)濟(jì)壽命。

        3 試驗(yàn)結(jié)論

        根據(jù)PFMA方法,分析斷口數(shù)據(jù),結(jié)果如表2所示。

        研究結(jié)果表明:

        (1)《美國空軍損傷容限設(shè)計(jì)手冊設(shè)計(jì)分析指南》允許的EIFS額定值為0.127 mm,由表2可知各組試件EIFS均小于0.127 mm,則可以得出各組試件原始疲勞質(zhì)量均符合要求;

        (2)連接型式對構(gòu)件的原始疲勞質(zhì)量及經(jīng)濟(jì)壽命影響均較大,高鎖螺栓連接件的耐久性顯著高于普通螺栓及普通鉚釘連接件。這可能與高鎖螺栓干涉配合作用、螺栓預(yù)緊力等因素有關(guān)。因此推薦飛機(jī)關(guān)鍵部位及難修理部位采用高鎖螺栓的連接型式。

        (3)釘傳比對結(jié)構(gòu)件原始疲勞質(zhì)量有影響,對比試件3、4和5,發(fā)現(xiàn)同一應(yīng)力水平下釘傳比越小的試件經(jīng)濟(jì)壽命越長。建議對于高鎖螺栓連接件,在一定范圍內(nèi),可通過減小其釘傳比或補(bǔ)強(qiáng)承載較大釘傳比的釘孔強(qiáng)度以提高構(gòu)件耐久性。

        參考文獻(xiàn)

        [1] 陳勃,鮑蕊,張建宇.飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性_損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析[J].北京航天航空大學(xué)學(xué)報(bào),2004,30(2):139-143.

        [2] 楊波,童明波,董登科.飛機(jī)結(jié)構(gòu)緊固孔耐久性符合性檢查與評估[J].南京航天航空大學(xué)學(xué)報(bào),2008,40(4):493-497.

        [3] 董嚴(yán)民,劉文珽.含多種細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)的耐久性評定技術(shù)研究與應(yīng)用[J].航空學(xué)報(bào),2008,29(2):347-352.

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