[发明专利]一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法

说明书

本发明提出了一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，包括战斗机DFR基准应力比的确定，包括载荷谱处理及损伤计算；战斗机DFR基准寿命的确定；S‑N曲线形式对DFR计算结果的影响，借此，本发明具有基于Miner理论分析多种战斗机的载荷谱，从损伤累计的角度确定战斗机DFR基准应力比、基准寿命等关键参数。最后从疲劳损伤的角度分析了DFR表达式推导过程中产生的误差，研究了S‑N曲线形式对DFR计算结果的影响，为DFR基本假设的选择提供参考的优点。

技术领域

本发明属于工程设备耐久性设计技术领域，特别涉及一种战斗机结构耐久性DFR分析方法。

背景技术

20世纪80年代，美国波音公司针对大型民用运输机耐久性(疲劳)设计提出了细节疲劳额定值(Detail fatigue rating，DFR)法。DFR法不仅简单可靠，易于被设计人员接受和掌握，更重要的是DFR法可以在新研飞机的初步设计阶段对所有疲劳关键部件进行耐久性评估，显著提高设计的效率与质量。正因如此，DFR法在其他工程领域也具有广阔的发展前景。然而，直接照搬民机DFR法是不可取的，因为民机DFR法的本质核心在于通过DFR客观准确地表征结构在民机服役条件下的固有疲劳性能及寿命损耗规律。而在不同工程领域，结构的使用要求、服役条件等方面必然不能视同一律，材料也将表现出不同的疲劳性能，因此若在不同的工程背景下无差别地使用民机DFR法进行结构耐久性设计，那么 DFR就无法客观准确地表征结构在不同服役条件下的固有疲劳性能及寿命损耗规律，无异于刻舟求剑。科学的方法是先深入分析结构在不同工程领域中设计初衷、使用方法等方面的异同，基于此再对民机DFR法的关键参数进行恰当调整，使之适用于不同工程领域。

在民机DFR法的基础上将战斗机DFR定义为：应力比R＝0.1时，寿命具有对数正态分布的90％置信水平下99.9％可靠度的基本可靠性要求，能够达到5×10⁴次循环的最大应力(MPa)。文献[4-5]初步建立了适用于战斗机耐久性分析的DFR法，为战斗机结构耐久性设计贡献了新思路。然而在实际应用中工业部门发现，与名义应力法、应力严重系数法等方法相比，依据此法设计的结构疲劳裕度过大、超重问题突出。究其原因，是文献给出的战斗机DFR关键参数不够准确，无法真实反映结构在战斗机飞行载荷条件下的固有疲劳性能及寿命损耗规律。

除了关键参数不同，民机、战斗机DFR法的基本假设也存在较大差异。DFR基本假设包括S-N曲线形式、等寿命曲线形式等内容。基本假设的不同并不影响两种DFR法的正确性及可行性，因为这些基本假设均源自各领域多年来的经验总结，但若基本假设与材料性能或实际情况不匹配则会影响DFR的计算精度。对寿命曲线形式对DFR计算结果的影响进行研究，结果表明基于Goodman模型的DFR法适用于脆性材料；基于Gerber模型的DFR法适用于延性材料。现有技术中推导了基于不同S-N曲线形式的DFR表达式，但并未深入讨论S-N曲线形式对DFR计算结果的影响。目前关于DFR基本假设中等寿命曲线的研究成果相对丰硕，而关于S-N 曲线的讨论并不充分，S-N曲线形式对DFR计算结果会产生何种影响至今尚未说透。

发明内容

本发明提出一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，从理论分析和工程应用的角度研究了战斗机DFR基准应力比的选择原则和方法。然后基于Miner 理论分析多种战斗机的载荷谱，从损伤累计的角度确定战斗机DFR基准应力比、基准寿命等关键参数。最后从疲劳损伤的角度分析了DFR表达式推导过程中产生的误差，研究了S-N曲线形式对DFR计算结果的影响，为DFR基本假设的选择提供参考。

本发明的技术方案是这样实现的：一种战斗机结构DFR关键参数的分析方法，包括

战斗机DFR基准应力比的确定，包括载荷谱处理及损伤计算；

战斗机DFR基准寿命的确定；

S-N曲线形式对DFR计算结果的影响；