第五章 金属耐久性设计.ppt

第五章金属结构耐久性设计 关志东 5.1 耐久性设计概述 耐久性设计的定义：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：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：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。 5.1 耐久性设计概述 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： （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： 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 5.1 耐久性设计概述 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一指定裂纹尺寸 值所经理的时间TTCI服从三参数Weibull分布。 5.2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