第五章金属耐久性设计

1、第五章第五章金属结构耐久性设计金属结构耐久性设计关志东关志东5.1 耐久性设计概述耐久性设计的定义定义：耐久性是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来损伤作用的能力。耐久性设计的目的目的：是确保飞机结构在整个使用寿命期间结构强度、刚度、维形、保压和运动功能可靠和最经济的维修使飞机经常处于良好的适航状态。（安全性、经济性）耐久性设计的准则准则：设计使用寿命经济寿命= （全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命是指当若干疲劳、意外损伤和/或环境侵蚀引起结构的损伤情况使飞机不能通过可能接受的经济维修方式保持其适航状态所对应的时间。 215.1 耐久性设计概述经济寿命准则

2、：经济寿命准则： (1)裂纹超越数概率准则 载给定使用时间，裂纹尺寸超过极限裂纹尺寸的细节数量称为裂纹超越数。裂纹超越数所占结构细节总数的比率称为裂纹超越数概率。 当裂纹超越概率达到一定许用值时，可认为结构达到其经济寿命。 (2)修理/更换费用比准则 结构中裂纹超越数增加使修理费用增加，修理与更换费用超过一定限度后，可认为结构达到其经济寿命。5.1 耐久性设计概述结构耐久性设计方法：结构耐久性设计方法： （1）传统疲劳设计分析法。 （2）确定性裂纹扩展方法。 （3）概率断裂力学法。耐久性设计的要求：耐久性设计的要求： 1.一般要求 （1）飞机结构的经济寿命必须超过一倍的使用寿命。 （2）低于一

3、倍设计使用寿命内不允许出现功能性的损伤。 （3）由设计分析得到的经济寿命需要得到试验验证。5.1 耐久性设计概述 2.设计分析阶段要求 （1）设计分析时要考虑结构的初始质量、材料特性、工艺方法、载荷和环境等因素。 （2）设计分析时采用的原始数据和元件耐久性分析数据应通过试验验证。 （3）设计分析时采用的载荷/环境谱和实验时一致。 （4）得到经济寿命大于或等于两倍使用寿命。 3.耐久性实验要求 （1）试验件必须是真实飞机生产线上加工成型的全尺寸结构 （2）在决定飞机生产前，对全尺寸结构进行一倍使用时间的耐久性试验，然后对临界结构区域进行检查。 （3）对于批量生产，对全尺寸结构进行两倍使用时间的耐

4、久性试验，然后对临界结构区域进行检查。5.1 耐久性设计概述 4.当全尺寸结构耐久性试验未达到两倍使用寿命时，则要求： （1）结束耐久性试验，先进行无损检查，然后作拆毁检查。 （2）结束耐久性试验，进行损伤容限试验，然后作拆毁检查。 （3）在审定时间内进行耐久性试验，然后按上述两条之一进行。 在结构完整性设计中，耐久性设计是在安全寿命设计和损伤容限设计的基础上发展起来的一项综合性设计新技术。目前飞机结构设计同时采用安全寿命设计、损伤容限设计和耐久性设计。从设计任务、目标、规范要求、理论和设计技术等方面看，这三种设计之间存在着显著的差别。5.1 耐久性设计概述序序号号对比项目对比项目安全寿命设计

5、安全寿命设计损伤容限设计损伤容限设计耐久性设计耐久性设计1 1任务确定安全使用寿命确定保证安全的检修周期确定经济寿命2 2目的安全性安全性功能可靠（含安全性）、低维修成本3 3适用范围影响飞行安全的结构影响飞行安全的结构飞机的所有主要和次要结构和所有材料4 4每次分析对象一个零、部件、或整机一个零、部件一个或几个构件、组件、整个部件、整机或机队5 5裂纹尺寸无裂纹较长，一般在1mm以上较小的亚临界裂纹，主要在1mm以下6 6裂纹数量无一条或几条主裂纹一条或裂纹群7 7初始缺陷无1般在1mm以上0 0.3mm5.1 耐久性设计概述8 8最终裂纹尺寸疲劳破坏临界裂纹尺寸0.8mm临界9 9载荷谱飞

6、续飞谱或程序块谱飞续飞谱/环境谱飞续飞谱/环境谱1010分析方法（1）应力严重系数法（2）局部应变法（3）常规疲劳方法确定性裂纹扩展方法（1）概率断裂力学（2）确定性裂纹扩展方法（3）改进的疲劳分析法1111试件型式不允许预制裂纹允许预制相应的裂纹源按批生产典型工艺要求生产试件，不预制裂纹1212要求全尺寸结构试验时间至少四倍设计使用寿命可少于或等于两倍设计使用寿命至少两倍设计使用寿命1313维修周期定期修理或更换确定维修周期确定经济寿命时经济维修5.2概率断裂力学方法(PFMA)采用概率断裂力学方法(PFMA)是以某个完整结构的细节群作为研究对象，研究该结构内全部相同细节的裂纹尺寸随时间的变

7、化规律，从而得到损伤度与使用时间的关系，按照裂纹超越数概率准则或修理/更换费用比准则确保耐久性设计要求与目标的实现。基本思想：PFMA方法是将结构的某种细节的整体的原始疲劳质量(IFQ)用一个随机变量当量初始裂纹尺寸(EIFS)表示。EIFS是通过结构细节的试件施加几种不同应力水平下的指定载荷谱所得的裂纹形成时间TTCI分布通过裂纹扩展控制曲线推算而得的。结合EIFS和裂纹扩展方程，用概率统计的方法确定指定使用时间下裂纹尺寸超越指定参考裂纹尺寸的结构细节数，从而确定损伤度。 基本假设： （1）沿裂纹扩展方向上所测量的疲劳裂纹长度作为耐久性损伤的基本度量。 （2）结构细节在给定载荷谱作用下达到某

8、一指定裂纹尺寸 值所经理的时间TTCI服从三参数Weibull分布。ra5.2概率断裂力学方法(PFMA) PFMA的一般步骤： （1）确定耐久性分析对象和范围。 （2）对每个细节群进行应力区划分。 （3）按各个应力水平区，对需要进行损伤评定范围内结构细节确定原始疲劳质量IFQ或当量初始缺陷尺寸EIFS。然后确定通用EIFS分布。 （4）对每个细节群，确定各应力区的使用期裂纹扩展控制曲线(SCGMC)。 （5）确定各应力区的裂纹超越数概率和裂纹超越数，从而确定每个细节群的裂纹超越数和结构的裂纹超越数。 （6）进行结构的损伤度平谷和经济寿命预测。 （7）给出合理的结构修理大纲及对应的结构经济寿命

9、，判断其是否可以达到结构的设计使用寿命。5.2概率断裂力学方法(PFMA)几个概念：IFQIFQ：表征结构细节原始疲劳品质的参量或模型称原始疲劳质量模型。它表示了材料质量，结构几何参数误差、工艺过程中加工质量等对疲劳品质的影响。合理地确定IFQ是结构耐久性分析，评估损伤度，预测经济寿命的基础和关键。 TTCITTCI：是结构细节在给定载荷谱作用下达到某一指定裂纹尺寸 值所经历的时间，简写为T。TTCI是一个随机变量，与载荷谱及指定的 值有关。EIFSEIFS：是结构细节在使用前所包含的假想的初始缺陷尺寸，它表征结构细节所包含的真实初始缺陷尺寸的当量影响。EIFS是一个随机变量，在指定载荷谱、应

10、力水平和参考裂纹尺寸 情况下，EIFS是裂纹形成时间TTCI的函数。 rarara原始疲劳质量模型原始疲劳质量模型指定载荷谱与 下的随机变量TTCI服从三参数Weibull分布，用t表示随机变量TTCI的取值，则TTCI的概率密度函数为：TTCI的累积分布函数为：式中， 为形状参数； 为比例参数； 为TTCI的下界或最小参数1( )expTttf tt( )1 expTtF t tra原始疲劳质量模型用X表示EIFS的随机变量，x表示EIFS的取值，则EIFS分布的概率密度函数为： EIFS的累积分布为：式中， 是裂纹扩展方程指数；Q为da/dt方程参数， 为比例参数； 为EIFS的上限； 为

11、形状参数。 1111exp11bbbbuuxbxxxxfxQbQbQx0uxx 11exp1bbuxxxFxbQ0uxxuxb原始疲劳质量模型裂纹扩展方程：在TTCI期间内的小裂纹扩展速率可由下式表示，即： 式中Q、b为依赖于载荷谱、结构细节和材料特性的参数。当载荷谱形式确定时，常假设指数b与应力水平无关。 其中Q、b的值由TTCI试验所得到的一组n个试件的m对 数据处理而得到。先拟合曲线，然后取对数，用线性回归确定参数Q、b。将裂纹扩展速率方程表示为： bda tQ a tdt(, )kka t1bdtdaaQ原始疲劳质量模型积分上式得：令 ，则上式为： 21211121111 1atbat

12、bbttdaaQa ta tQb1cb 11221()cca ta tcQ tt通用EIFS分布以上建立的EIFS分布仅适用于某一应力水平结构耐久性评估，对于整个结构的细节群将存在不同的应力水平。要对整个结构的细节群进行耐久性评估，势必要建立与应力水平无关的通用的EIFS分布。通用的当量的初始缺陷尺寸(EIFS)分布只依赖材料、几何参数、载荷谱形式、制造/装配过程等，与应力水平、传递载荷和环境等无关。为了使TTCI值的积累分布概率与断口观察的结果一致，则采用参数优化准则方法，即预测值和断口观察结果的偏差平方和(SSE)最小。1指定 下通用EIFS参数 与首先确定 与 ，然后对不同的 ， 的 、

13、 值选择最优的 、 、 、 的组合。rararauxuxuxQQ(,)rua xQ通用EIFS分布（1）参考裂纹尺寸 的确定 是选定值，无一定的计算方法，通常在相对小的裂纹尺寸范围内选取，应满足 。 为断口金相分析裂纹尺寸的上界。（2） 参数的确定 为当量初始裂纹尺寸EIFS的上界。调整 和 的值，既调整TTCI分布的下界 值，从而可改善TTCI数据的拟合精度。 选取值范围应满足：当b=1时， 当b1时 111ln/,1 exp 0 ,0 uiiuiuxyp iyxQp iyx 111(),1 exp 0,0 cciuiuiuyxp iyxcQp iyx 2各应力区的裂纹超越数（1）第i个应力区域中的裂纹超越数（2）结构的裂纹超越数 ,iiN iNp i1/2,1,NiiNp ip i 1,miLN