《1 引言》
1 引言
科学地确定飞机结构日历寿命的困难在于:在各种各样的腐蚀环境下, 飞机的停放时间占整个寿命的95 %以上, 停放环境、停放时间对飞机结构寿命的影响难于计及, 需要进行大量的腐蚀试验、疲劳试验及腐蚀疲劳试验。目前关于飞机结构日历寿命的研究大都集中在两个方面:一是忽略腐蚀环境对飞机结构主体材料疲劳寿命的影响, 认为飞机结构的日历寿命取决于腐蚀环境对机体结构的“纯”腐蚀作用, 特别是取决于橡胶件的日历寿命
《2 估算方法》
2 估算方法
《2.1 飞机结构的载荷-环境-时间历程》
2.1 飞机结构的载荷-环境-时间历程
飞机结构所承受的载荷-环境-时间历程十分复杂, 通常在飞行时使飞机结构产生损伤的是反复载荷, 环境或载荷环境耦合作用造成的损伤相对于反复载荷产生的疲劳损伤要小得多。飞机在停放时, 由于腐蚀时间很长, 腐蚀不仅削弱了结构的承力面积, 而且大大削弱了材料的抗疲劳性能。因此可以将飞机结构承受的载荷-环境-时间历程看成是交替进行的, 如图1所示。
《图1》
图1 飞机结构的载荷-环境-时间历程示意 Fig.1 The time course of the load and environment of airplane structure
《2.2 腐蚀对材料疲劳性能的影响》
2.2 腐蚀对材料疲劳性能的影响
材料的疲劳性能有多种描述方法, 它们通常与疲劳寿命估算方法相匹配
式中C、m是材料常数。腐蚀对材料疲劳性能的影响主要来源于两个方面:一是S-N曲线的影响等同于应力集中对材料S-N曲线的影响;二是腐蚀使零构件表面材料的疲劳性能发生变化。这些影响反映在式 (1) 中, 就是式中的两个材料性能常数是腐蚀介质和腐蚀时间的函数:
式 (2) 的具体形式可以通过试验确定, 图2给出材料动态的S-N曲线。
《2.3 腐蚀对零构件应力的影响》
2.3 腐蚀对零构件应力的影响
腐蚀使零构件表面产生腐蚀坑, 这些腐蚀坑使零构件受载截面积减小, 这种变化在零构件的疲劳寿命分析中应加以考虑。考虑的途径有两条:一是在计算零构件危险部位的名义应力时, 用腐蚀后的截面积求名义应力, 这时相应的S-N曲线也采用腐蚀后的截面积;二是用未腐蚀的原始截面积求名义应力, 相应的S-N曲线也用原始截面积。
对于飞机结构, 这种截面积的变化一般不会很大, 因此可以不考虑这种变化, 但是在严重腐蚀时, 这种变化必须考虑。
《2.4 疲劳寿命估算模型》
2.4 疲劳寿命估算模型
基于动态S-N曲线的结构日历寿命分析步骤见图3。
《图3》
图3 日历环境下疲劳寿命估算模型 Fig.3 The calculation model of fatigue life under calendar environment
《3 算例》
3 算例
《3.1 LC4CS材料动态S-N曲线的确定》
3.1 LC4CS材料动态S-N曲线的确定
试样材料为LC4CS, 暴露试验环境为海南万宁县, 疲劳试验应力比为0.06。疲劳试验结果如图4所示。双对数坐标下的S-N曲线用直线拟合, 相关系数分别为0.99、0.99和0.96。由图4可知, 在预腐蚀1年、2年和4年下的S-N曲线基本平行, 即m= 常数, 反映了预腐蚀后的疲劳机理基本不变。
《图4》
图4 预腐蚀1年、2年、4年后疲劳试验 数据统计处理 ◆ — 1年;■ — 2年;△ — 4年 Fig.4 The statistic analysis of fatigue test data
取m等于三条直线斜率的均值, C由最小二乘法拟合得到, C (T) 用指数形式表示为强相关。于是LC4CS在该环境下的动态S-N曲线为
《3.2 算例》
3.2 算例
某型飞机梁缘条处材料为LC4CS, 在常规疲劳分析中并非疲劳危险部位, 在年飞行强度80 h下, 按等损伤原理折算的疲劳载荷谱见表1。
不考虑腐蚀环境的影响, 按常规疲劳估算日历寿命为38年, 外场调查与涂层腐蚀试验表明涂层有效期一般为5年, 因此在考虑停放环境对疲劳寿命影响后的梁缘条日历寿命仅为21年。
《4 结论》
4 结论
1) 在日历寿命估算中, 动态的S-N曲线可以较好地反映材料抗疲劳性能随日历年限的变化, 工程应用也比较方便。
2) 在考虑停放环境对疲劳寿命的影响后, 原先的非疲劳危险部位有可能变成疲劳危险部位, 使得结构寿命低于规定值。
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