一種預測老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命的新方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明提供一種預測老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命的新方法，屬于金屬結(jié)構(gòu)疲勞定 壽技術領域。
【背景技術】
[0002] 隨著服役年限的不斷增加，老齡飛機結(jié)構(gòu)受到環(huán)境腐蝕的問題日益突出，因此，其 金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命評估問題變得十分重要。長期W來，國內(nèi)外對老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)腐蝕疲 勞問題開展了大量研究，旨在研究腐蝕環(huán)境對金屬結(jié)構(gòu)疲勞特性的影響和失效破壞機理， 建立精確的老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命評估方法。目前，老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)腐蝕環(huán)境下疲 勞壽命的評估方法主要是從金屬腐蝕損傷演化的角度出發(fā)，采用斷裂力學的方法，對腐蝕 環(huán)境下材料和結(jié)構(gòu)的疲勞壽命進行預測和評估，但該方法存在一些不足；（1)需要測量的 材料參數(shù)較多，不僅需要測量材料或結(jié)構(gòu)表面的微觀腐蝕坑的數(shù)目、深度、形狀等，而且需 要測定材料的裂紋擴展特性（包括蝕坑、短裂紋和長裂紋擴展速率），（2)預測的金屬結(jié)構(gòu) 腐蝕疲勞壽命往往只考慮某個關鍵蝕坑的斷裂破壞過程，而忽視了蝕坑間的相互作用，與 實際情況不符。事實上，相當數(shù)量的飛機（如求援和特種飛機等）飛行強度較低，服役期間 大部分時間在地面停放，易受腐蝕環(huán)境的侵蝕，而飛行中的高空環(huán)境往往有害介質(zhì)含量和 相對濕度較低，對結(jié)構(gòu)的疲勞性能影響較弱，其金屬結(jié)構(gòu)的損傷模式為地面停放的腐蝕損 傷和空中飛行的疲勞損傷的交替過程，因此，有必要針對其腐蝕與疲勞交替損傷的特點，建 立簡單實用的日歷壽命的評估方法。為此，本文建立了 一種老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命的 新評估方法，具有簡單實用、精度高的優(yōu)點，僅僅需要測定不同預腐蝕日歷年限下的材料疲 勞特性，便可W計算譜載下老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命，本發(fā)明具有重要學術意義和工程 應用價值。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 1、目的；本發(fā)明目的是提供一種預測老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命的新方法，該方 法所需參數(shù)少、計算簡便，且計算精度高等優(yōu)點，對于老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命評定具有 重要價值。
[0004] 2、技術方案；一種預測老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命的新方法，該方法具體步驟如 下：
[0005] 步驟一、預腐蝕金屬材料疲勞性能S-N-t曲面表征模型
[0006] 材料或結(jié)構(gòu)疲勞性能通常采用指定應力比下的=參數(shù)幕函數(shù)表達式表征，因此， 指定應力比R。下，不同日歷腐蝕年限對應的材料或結(jié)構(gòu)疲勞性能（即S-N曲線）可寫為
[0007]
(1)
[000引式中，表示指定應力比咕下壽命為N時材料能承受的最大應力；Sn(t)為不 同日歷年限下的擬合疲勞極限；m和C表示疲勞曲線形狀參數(shù)；N表示疲勞壽命。
[0009] 顯然，指定應力比R。下，不同日歷腐蝕年限的預腐蝕金屬材料的疲勞極限會隨著 預腐蝕年限的增加而降低，因此，需要引入影響系數(shù)k對材料腐蝕疲勞強度進行修正，即
[0010] S〇(t) =S〇 ?k(t) 似
[0011] 式中k(t)為腐蝕疲勞強度的影響系數(shù)，s。為材料未腐蝕時的疲勞極限。
[0012] 事實上，腐蝕疲勞影響系數(shù)和日歷年限為單調(diào)遞減關系，因此，指定應力比下，日 歷腐蝕年限與疲勞強度影響系數(shù)關系式可表示為
[0013] k(t) = 1-a?t日 (3)
[0014]式中a、P為擬合系數(shù)，t為日歷年限。參數(shù)a和P反映的是疲勞強度影響系 數(shù)與日歷年限關系的材料常數(shù)。
[0015]將式（2)和式（3)代入式（1)，可W得到指定應力比R。下的材料預腐蝕疲勞特性 的S-N-t表征模型；
[0016]
(4)
[0017] 式（4)反映了疲勞應力S、疲勞壽命N及日歷腐蝕年限tS者間的關系，成為S-N-t 曲面模型。模型（4)含有待定參數(shù)m、C和S。，可通過如下方法估計。
[001引步驟二、預腐蝕金屬材料疲勞性能S-N-t曲面參數(shù)擬合
[0019] 令X=IgN,Y=lg[Smax-(l-ate)S0],a=IgC,b= -m，則通過變換式（4)可得
[0020] X=a+bY妨
[0021] 從式妨中可W看出X與Y成直線關系，根據(jù)相關系數(shù)優(yōu)化法，則
[00川 W上諸式中.巾、Lyy和Lyx均與曰、0和S。有關，是曰、0和S。的函數(shù)。故a、b和 r也為a、P和S。的函數(shù)。由于所求a、P和S。必須使相關系數(shù)絕對值I r ( a，P，S。）I取 最大，故可得到求解S。，a和P的方程；
[0040] 通過數(shù)值求解方程組（14)，可求得a、P和S。。最后通過下式可求出m和C : 閨]m =-Lyx/L巧(21)
[0042]
(22)
[0043] 步驟S、任意應力比下預腐蝕金屬材料疲勞性能S-N-t曲面
[0044] 由于實際疲勞載荷譜中往往包含了不同應力比下的載荷（Sg，Sm)，而實際試驗過程 中一般只進行指定應力比R。下的疲勞試驗，因此需要把載荷譜中不同應力比下的載荷修正 到指定的應力比R。下。載荷修正用的線性古德曼方程為
[0051] 將式（25)代入式（23)，可w得到指定的應力比R。下的線性古德曼方程：
[0化2]
(21)
[0053] 式中表示指定應力比R。下的應力幅值。
[0054] 聯(lián)立方程似）和（27)，得到
[0化5]
口8)
[0056]將公式（26)代入式（28)，即可得到指定應力比R。下最大應力公式：
[0057]
(29)
[0化引將公式（29)代入公式（4)便可得到任意應力比下的材料預腐蝕疲勞特性的S-N-t表征模型：
[0059]
(30)
[0060] 步驟四、譜載下老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命計算公式
[0061] 通常情況下，老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)承受的載荷/環(huán)境-時間歷程如圖1所示，其損傷 模式為地面停放預腐蝕造成的腐蝕損傷和空中飛行疲勞載荷造成的機械疲勞損傷交替進 行的過程；因使用需求的原因，飛機每年的飛行強度不同（即每年的載荷-時間歷程中疲勞 載荷循環(huán)次數(shù)不同），因此，需要對飛機金屬結(jié)構(gòu)每年的老齡過程進行逐年的累積損傷，確 定其金屬結(jié)構(gòu)的日歷腐蝕疲勞壽命。
[0062] 根據(jù)Miner累積損傷理論，可W得到老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)的日歷壽命：
腳
[0063]
[0064] 式中，ny為第j年載荷譜中第i級載荷的循環(huán)次數(shù)，Nu為材料在第j年時第i級 試驗載荷單獨作用下發(fā)生疲勞破壞的循環(huán)次數(shù)，M為第j年載荷譜中載荷循環(huán)總數(shù)，T為結(jié) 構(gòu)發(fā)生失效時的日歷壽命。
[0065] 將式（31)代入式（32)可W得到計算結(jié)構(gòu)日歷壽命的公式為
[0066]
[0067]式中，Sa,u和Sm,u分別為第j年載荷譜中第i級載荷循環(huán)的應力幅值和均值。
[0068] 步驟五、譜載下老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命計算
[0069]將實測疲勞載荷譜載雨流計數(shù)處理結(jié)果ny、（S。)U、（Sm)U和腐蝕疲勞試驗測定的 S-N-t曲面，代入方程（33)，通過數(shù)值求解，可W求得日歷壽命T。
[0070] 3、優(yōu)點及功效；本發(fā)明提供了一種預測老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)日歷壽命的新方法，其 特點是簡單實用，模型所需參數(shù)較少，僅僅需要將不同預腐蝕年限材料的疲勞性能代入計 算模型中，就可W得到老齡飛機金屬結(jié)構(gòu)的日歷壽命。
【附圖說明】
[0071] 圖1為飛機金屬結(jié)構(gòu)的載荷-環(huán)境歷程示意圖。
[0072] 圖2為本發(fā)明所述方法的流程框圖。
[0073] 圖中符號說明如下：
[0074] 圖2中S為疲勞應力，N為壽命，t為日歷腐蝕年限
【具體實施方式】
[0075] 圖2為本發(fā)明所述方法的流程框圖，本發(fā)明分五步實現(xiàn)，具體為：
[0076] 步驟一、預腐蝕金屬材料疲勞性能S-N-t曲面表征模型
[0077] 材料或結(jié)構(gòu)疲勞性能通常采用指定應力比下的=參數(shù)幕函數(shù)表達式表征，因此， 指定應力比R。下，不同日歷腐蝕年限對應的材料或結(jié)構(gòu)疲勞性能（即S-N曲線）可寫為
[007引
…
[0079] 式中，表示指定應力比R。下壽命為N時材料能承受的最大應力；Sc(t)為不 同日歷年限下的擬合疲勞極限；m和C表示疲勞曲線形狀參數(shù)；N表示疲勞壽命。
[0080] 顯然，指定應力比R。下，不同日歷腐蝕年限的預腐蝕金屬材料的疲勞極限會隨著 預腐蝕年限的增加而降低，因此，需要引入影響系數(shù)k對材料腐蝕疲勞強度進行修正，即
[0081] S〇(t)=S〇?k(t)(2)
[0082] 式中k(t)為腐蝕疲勞強度的影響系數(shù)，S。為材料未腐蝕時的疲勞極限。
[0083] 事實上，腐蝕疲勞影響系數(shù)和日歷年限為單調(diào)遞減關系，因此，指定應力比下，日 歷腐蝕年限與疲勞強度影響系數(shù)關系式可表示為
[0084] k(t) = 1-a ? t日 (3)
[0085]式中a、P為擬合系數(shù)，t為日歷年限。參數(shù)a和P反映的是疲勞強度影響系 數(shù)與日歷年限關系的材料常數(shù)。
[0086]將式（2)和式