关于飞机结构疲劳载荷谱低载截除水平选取的探讨

低载截除作为飞机结构疲劳载荷谱简化的重要内容之一,可以大幅节省疲劳试验的时间与成本,然而目前对于低载截除水平的选取尚无公认的标准方法。本文对文献中已有的低载截除水平进行广泛搜集,将低载截除水平划分为基于材料疲劳极限与基于谱最大载荷的两种选取方式,探究两种选取方式之间的联系,建立低载截除水平关系模型。结果表明:两种低载截除水平选取方式本质上是一致的,基于谱最大载荷的选取方式结合了飞机载荷与结构材料的特点,是对基于材料疲劳极限选取方式的延伸,所建立的低载截除水平关系模型能够为实际工程中疲劳载荷谱简化时低载截除水平的确定提供参考。

疲劳裂纹扩展试验的一种低载截除方法

基于疲劳裂纹扩展门槛值和应力比的关系,提出了一种适用于疲劳裂纹扩展试验的低载截除方法。该方法综合考虑了材料裂纹扩展性能、应力幅值和应力比的影响。用中心裂纹板(M(T))试验件进行了一种飞-续-飞原谱和两种截除谱下的疲劳裂纹扩展试验。截除谱下裂纹扩展寿命与原谱下寿命差别在26%以内,但试验周期最多缩短了78%。试验结果表明,采用提出的方法进行低载截除,可显著缩短试验周期而不改变结构破坏模式,也不明显改变裂纹扩展寿命。

基于模糊数学原理的低载截除水平数学模型

载荷谱中损伤不明显的低载循环和产生明显疲劳损伤的载荷循环在编谱过程中的处理方式不同,二者损伤之间没有确切的区分界限,而该分界正是截除水平的位置。为了便于进一步开展低载截除理论研究,建立了基于模糊数学原理的数学模型,在一定置信度下描述低载截除水平的概念,说明确定截除水平点的过程。该模型能够依据较大载荷源检验任意载荷循环的有效性,合理区分低载循环和有效循环,其效果在一定程度上受到损伤算法的影响。

飞机重心过载谱低载截除水平确定方法研究

飞机疲劳研究中的过载谱低载截除目前尚局限于经验方法,截除标准以循环幅值标准和循环数量标准两种形式并存,两种标准的截除水平也不统一。为此,根据重复载荷源发生规律和飞参记录特征,提出了过载谱低载截除水平确定的"定界找点"方法,给出两种标准相结合的工程应用方案,对基于经验的传统截除方法进行了理论探索。结合某型直升机的实例说明了该方法的实现过程,在置信度0.95下的最佳截除水平点为129次/飞行小时,对应的循环幅值标准为0.0823 g。

飞机重心过载谱低载截除水平试验

飞机重心过载谱的低载截除水平不能像应力谱那样可以根据结构材料的疲劳极限直接确定,而通过疲劳试验设计和分析,可以获得准确的疲劳损伤变化趋势,进而确定过载谱低载截除水平。用不同的截除水平依次截除原始过载谱从而得到一系列过载截除谱,加速后在MTS810疲劳试验机上对标准试件进行周期加载,从各组试件疲劳寿命的变化趋势中寻找规律并确定最佳截除水平点。试验结果表明,对于某型直升机的过载谱,其循环数量截除水平点可以确定为300次/飞行小时,对应的过载门槛值截除水平点为0.086 2g。疲劳试验不仅提供了确定过载谱低载截除水平的途径,还揭示了随机谱中略小于疲劳极限的个别循环仍可以产生疲劳损伤的事实。

某型飞机断裂谱的低载截除

本文研究了截除载荷谱中低载对全机结构各部位裂纹扩展寿命的影响。指出寿命误差主要取决于开裂结构的材料参数,而应力谱谱型与开裂部位的影响则可忽略不计。同时,书全机结构各部位寿命误差ε的计算简化为仅对飞机几种材料下的裂纹扩展比C＇_(R,)的计算,并且仅按材料选取裂纹扩展寿命对比试验部位,从而极大地缩短了谱低载截除论证的计算和试验周期。LC4铝合金及30CrMnSiNi2A合金钢的计算结果与试验结果相当吻合。

民机试验载荷谱编制中的低载截除方法研究

基于DFR方法，提出了一种相对载荷比下民机载荷谱简化的低载截除方法，并通过算例说明了方法的可行性。

随机谱中小幅载荷对裂纹扩展寿命的影响

采用7050-T7451铝合金标准中心裂纹拉伸试样进行随机谱载荷下的疲劳裂纹扩展试验,研究在不同低载截除水平、不同裂纹参考长度下,裂纹扩展寿命及其分散性的变化。采用F检验法,对不同载荷谱下的裂纹扩展寿命的方差及相同载荷谱,不同裂纹长度的寿命的方差进行检验。分析表明,第一级和第二级截除水平下的裂纹扩展寿命的分散性没有显著差别,当载荷截除水平提高到最大幅值载荷的21%时,寿命分散性显著变大;相同载荷谱下,不同裂纹长度对应的扩展寿命的分散性没有显著差别。试验结果也表明,本文所考察的3个水平的小幅值载荷对裂纹扩展寿命的均值有显著影响;因此,在损伤容限和可靠性分析中,这些小幅值载荷是不可忽略的。

疲劳裂纹扩展试验用载荷谱简化方法研究

提出了一种新的分段加载方法,其可用于缩短飞机结构裂纹扩展试验周期。该方法基于低载截除技术,并结合含裂纹试验件的裂纹尖端应力强度因子情况,对裂纹扩展试验用随机载荷谱进行分析研究。随后,规划了典型壁板试验件进行试验验证,结果表明,在保证有效性的条件下,使用该方法能有效缩短试验时间(验证试验为27%),且验证试验件为全尺寸结构件,故该方法可以直接应用于机身壁板及其他飞机结构的裂纹扩展试验中。