[发明专利]一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法

说明书

一种基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法，本发明涉及基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法。本发明为了解决现有方法计算量大、耗费时间长以及可靠度计算模型中随机因素分布参数的确定存在困难的问题。本发明包括：一：根据疲劳应力寿命法和概率损伤容限建立基于疲劳累积损伤的可靠度模型；二：根据回归模型确定结构疲劳累积损伤为dam时的f_a(a|dam)，通过f_a(a|dam)求解基于疲劳累积损伤的可靠度模型。本发明方法得到的失效概率计算误差为1.82％。CA2组试件在累积损伤dam₁＝1时的失效概率为45.73％，计算误差为4.27％。本发明方法具有很高的计算精度。本发明用于飞机疲劳结构可靠度计算领域。

技术领域

本发明涉及基于疲劳累积损伤的可靠度建模方法。

背景技术

由于多结构设计和飞行过程中承受随机动态载荷，疲劳失效是飞机结构失效的最重要方式。飞机结构可靠性的评估方法已经发展了30多年，一般分为确定性分析方法和概率性分析方法。在确定性分析方法中比较具有代表性的是疲劳应力寿命法，在概率性分析方法中研究的较多的是概率损伤容限方法。

中国空军和美国海军(Y.Kim et al,Air Force Journal of Logistics,VolumeXXIX,No.3/4.)目前计算飞机的疲劳寿命仍然采用的是疲劳应力寿命方法。基于Miner线性累积损伤定理(A.Palmgren,1945,Ball and roller bearing engineering,SKFIndustries,Philadelphia.)，疲劳应力寿命法直接将结构承受的载荷与寿命关联到了一起。飞机结构的疲劳寿命决定于全机疲劳试验，在全机疲劳实验过程中，飞机的预期承受载荷在实验室环境下通过仿真加载到飞机上。飞机的设计服役时间经常设定为全机疲劳试验得到的结构疲劳寿命除以2(寿命损伤系数)，寿命损伤系数决定于材料性质和疲劳载荷。为了确保飞机在服役期间没有超过疲劳寿命限制，每次执行任务后都需要计算该机的疲劳累积损伤。当疲劳累积损伤达到1时，飞机达到疲劳设计寿命上限，飞机需要进行维修、更换关键件或者退役。疲劳应力寿命方法的简单和实用使其被普遍的运用来决定飞机结构的疲劳寿命，但由于寿命损伤系数的存在，常常会造成结构还没达到疲劳寿命的极限就需要进行维修或退役，这会造成结构寿命浪费，而且结构的可靠性不能够明确的给出。