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CN109264023A - 基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法 - Google Patents

基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法 Download PDF

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CN109264023A
CN109264023A CN201810972920.8A CN201810972920A CN109264023A CN 109264023 A CN109264023 A CN 109264023A CN 201810972920 A CN201810972920 A CN 201810972920A CN 109264023 A CN109264023 A CN 109264023A
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CN201810972920.8A
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李三元
董登科
陈先民
张文东
樊俊铃
陈莉
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AVIC Aircraft Strength Research Institute
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AVIC Aircraft Strength Research Institute
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    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
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    • G—PHYSICS
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Abstract

本发明提出了一种基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，将耐久性试验获得的所有断口的当量初始缺陷尺寸不再分应力的高低，而是作为一个整体数据集进行原始疲劳质量评估，提高了数据样本容量，保证了分析结果的真实性，并简化了数据处理流程；通过EIFS‑TTCI数据转换公式，将得到的EIFS数据集转换为服从三参数Weibull分布的TTCI数据集，方便进行参数确定和检验；引入模糊理论，从数据中可以挖掘更多的不确定性信息，提高了累积失效概率的计算准确性；利用灰色系统理论估计TTCI分布的参数，更适用于子样较少的情况。本发明可提高样本容量、充分挖掘数据内含不确定性信息，简化分析流程，降低了计算工作量，更适合样本数量较少的情况，保证评估结果更真实、准确。

Description

基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法
技术领域
本发明属于飞机结构耐久性设计领域，特别涉及一种基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法及装置。
背景技术
耐久性设计是指导飞机、汽车、船舶等结构设计的重要思想之一，常用的分析方法之一就是概率断裂力学分析(PFMA，Probabilistic Fracture Mechanics Analysis)方法。在进行耐久性分析时，需要获取材料与结构的原始疲劳质量(IFQ，Initial FatigueQuality)。而当量初始缺陷尺寸(EIFS，Equivalent Initial Flaw Size)分布作为原始疲劳质量模型的重要组成部分，用来描述材料结构的原始疲劳质量，也是概率断裂力学分析方法中的关键输入数据，直接影响着耐久性分析结果。
在进行耐久性分析时，耐久性分析的结果越准确，越有利于飞机结构设计，因此提高概率断裂力学分析方法中的关键输入数据即原始疲劳质量评估的准确性非常有必要。常用的概率断裂力学分析方法中常采用裂纹萌芽时间(TTCI，Time To Crack Initiation)拟合法获得材料与结构的原始疲劳质量数据，TTCI拟合法中将耐久性试验断口数据分为不同应力水平，并结合通用性条件假设进行优化处理，得到材料结构通用的原始疲劳质量数据。然而由于TTCI拟合法认为在同一应力水平下裂纹的扩展速率相同，忽略了裂纹扩展的随机性，使得原始疲劳质量评估结果不真实；同时，由于TTCI拟合法需要将断口数据分为不同的应力水平进行处理，从而各个应力水平下的断口数据较少，TTCI拟合法采用的秩估计求得TTCI的累积失效概率，不适用于这种样本容量较少的情况，计算的准确度有待提高；此外，采用拟合法确定TTCI分布的参数，也不适合样本容量较少的情况；最后，断口数据需要使用通用性条件假设，导致数据处理过程繁杂，易带来累积误差。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的是提供了一种基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，以解决上述问题。
本发明的技术方案是：一种基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，包括
步骤1：获取多个断口的裂纹长度a与裂纹扩展时间t的数据对(a,t)；
通过耐久性试验获得多个断口，对多个所述断口分析获得裂纹长度与时间的数据对(a,t)；
步骤2：拟合各断口的裂纹扩展速率参数Q；
对获得的裂纹长度与裂纹扩展时间的数据对(a,t)按裂纹扩展模型进行拟合，获得断口上裂纹的裂纹扩展速率参数Q；
步骤3：通过反推得到各断口的当量初始缺陷尺寸a(0)构造EIFS数据集；
获得断口的裂纹扩展速率参数Q，根据采用的裂纹扩展速率模型计算出各断口的当量初始缺陷尺寸a(0)，并将所有应力水平下的当量初始缺陷尺寸a(0)构成一个EIFS数据集，采用EIFS-TTCI数据转换公式将EIFS数据集转换为一个服从三参数weibull分布的TTCI数据集；
步骤4：计算TTCI数据累积失效概率；
应用模糊理论求得TTCI数据集内各元素处的累积失效概率；
步骤5：确定TTCI分布中的参数；
应用灰色系统理论估计出TTCI分布的参数；
步骤6：确定整体通用当量初始缺陷尺寸EIFS分布；
根据EIFS分布与TTCI分布的转换关系及二者的数据转换公式，求出EIFS分布的参数，完成原始疲劳质量评估。
进一步的，所述裂纹扩展速率参数Q计算模型为：
lna(t)＝lna(0)+Qt
式中：a(t)为裂纹扩展时间为t时的裂纹长度；a(0)为断口的当量初始缺陷尺寸；Q为裂纹扩展速率参数。
进一步的，裂纹扩展速率参数Q的拟合公式为
式中：m为断口上的断口裂纹长度与裂纹扩展时间数据对(a,t)的组数；ak为断口上第k个(a,t)数据对中的裂纹长度值；tk为断口上第k个(a,t)数据对中的裂纹扩展时间值。
进一步的，所述当量初始缺陷尺寸a(0)计算方法为：
式中，Q—根据当前断口(a,t)数据对求得的裂纹扩展速率参数。
进一步的，所述EIFS-TTCI数据转换公式为：
T＝-ln A
式中：T为TTCI数据集；A为EIFS数据集。
进一步的，应用模糊理论，采用正态信息扩散估计的积分求累积失效概率，计算公式为：
式中：ti(i＝1,2,3,...,n)为样本；n为样本容量；h为经验窗宽。
进一步的，所述经验窗宽h的计算方法为：
式中，y的取值与矩阵T的元素个数n有关。
进一步的，TTCI分布中的参数α和ε的估计值为：
式中：为通用形状参数，为通用分布下限，中间量和。
进一步的，所述通用当量初始缺陷尺寸EIFS分布为
式中：为通用常数，为通用分布上限。
进一步的，本发明适用于三参数weibull相容分布参数估计，或者适用于三参数weibull分布参数估计。
本发明为了解决TTCI拟合法中各级应力水平下的样本数据量较少，且需兼顾结构材料的原始疲劳质量的通用性问题，将所有应力水平下的当量初始缺陷尺寸作为一个数据集进行处理，既增加了样本容量，又简化了分析流程，更符合裂纹扩展的客观规律，结果更真实可靠；提出EIFS-TTCI转换公式，将服从三参数Weibull相容分布的EIFS数据集转换为确定方法成熟的服从三参数Weibull分布的TTCI数据集，解决了三参数Weibull相容分布确定方法单一、精度低的问题；并采用新的模糊理论分析处理数据，从样本中获取更多的信息，更适用于样本较少的情况。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本发明的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法流程图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图1对本发明的实施例进行详细说明。
概率断裂力学分析PFMA是一种常用的飞机结构耐久性分析方法，其关键理论是原始疲劳质量IFQ模型，以描述材料、结构的疲劳特性。当量初始缺陷尺寸EIFS是一种具有一定长度的虚拟疲劳缺陷，这种缺陷的大小和影响是在材料和结构生成出来后就确定的，它是一个随机变量，服从三参数Weibull相容分布。为表征材料结构的原始疲劳质量IFQ，常用当量初始缺陷尺寸EIFS的分布来描述，当量初始缺陷尺寸EIFS分布模型参见表达式1，评估原始疲劳质量IFQ即确定式1中的参数a、xu和B。裂纹萌生时间TTCI是原始疲劳质量IFQ模型中的另一种物理量，它表示疲劳裂纹从当量初始尺寸扩展到参考裂纹长度所需的裂纹扩展时间，一般服从三参数Weibull分布，数学模型参见表达式2。
当量初始缺陷尺寸EIFS与裂纹萌生时间TTCI二者的分布函数之和为1。
式中：α为形状参数；xu为分布上限；B为常数。
式中：α为形状参数，与式(1)中α的取值相同；ε为分布下限；β为比例参数。
本发明的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，具体包括：
步骤1：获取所有断口的裂纹长度与裂纹扩展时间数据对(a,t)；
在完成耐久性试验后，对断口疲劳条带/辉纹进行分析，得到各个断口的裂纹长度与裂纹扩展时间数据对(a,t)。
步骤2：计算各断口的裂纹扩展速率参数Q；
本发明采用的裂纹扩展速率Q的计算模型参见表达式3：
lna(t)＝lna(0)+Qt (3)
式中：a(t)—裂纹扩展时间为t时的裂纹长度；a(0)为断口的当量初始缺陷尺寸；Q—裂纹扩展速率参数。
由于裂纹扩展速率参数Q为未知的，应用最小二乘法拟合求得，表达式为公式(4)：
式中：m—断口上的断口裂纹长度与裂纹扩展时间数据对(a,t)的组数；ak—断口上第k个(a,t)数据对中的裂纹长度值；tk—断口上第k个(a,t)数据对中的裂纹扩展时间值。
步骤3：计算各个断口的当量初始缺陷尺寸a(0)，并将所有断口的当量初始缺陷尺寸a(0)作为一个集合。
计算a(0)时采用的是最小二乘法，表达式如式(5)：
式中：Q—根据当前断口(a,t)数据对求得的裂纹扩展速率参数，由式(4)确定。
求得所有断口的当量初始缺陷尺寸a(0)后，降序排列，得到一个一维的当量初始缺陷尺寸EIFS数据矩阵A＝[a1(0),a2(0),a3(0),...,an(0)]，再进行数据转换，转换为一个裂纹萌生时间TTCI数据矩阵T＝[t1(0),t2(0),t3(0),...,tn(0)]。TTCI数据矩阵服从三参数Weibull分布，转换公式为式(6)
T＝-lnA (6)
步骤4：计算TTCI数据累积失效概率；
由于TTCI数据可能较少，各个样本点处的累积失效概率的计算表达式为式(7)
式中：h—经验窗宽，计算公式为式(8)。
式(8)中y的取值与矩阵T的元素个数n有关，见下表。
表1 y的取值
步骤5：确定TTCI分布中的参数α、β和ε；
首先求得矩阵T内各元素的相邻值生成序列，形成矩阵X，参见公式(9)
然后计算相邻值生成对应的导数白化值，并形成矩阵Y，参见公式(10)
再由公式(11)求得中间量和
最后求得TTCI分布中的参数α和ε的估计值，如公式(12)。
步骤6：确定整体通用当量初始缺陷尺寸EIFS分布，如式(13)。
至此，EIFS分布中的参数α、B和xu全部确定，即完成原始疲劳质量评估。
本发明将耐久性试验获得的所有断口的当量初始缺陷尺寸不再分应力的高低，而是作为一个整体数据集进行原始疲劳质量评估，提高了数据样本容量，保证了分析结果的真实性，并简化了数据处理流程；其次，提出EIFS-TTCI数据转换公式，将得到的EIFS数据集转换为服从三参数Weibull分布的TTCI数据集，更方便采用成熟的理论方法进行参数确定和检验；引入模糊理论，从数据中可以挖掘更多的不确定性信息，提高了累积失效概率的计算准确性；利用灰色系统理论估计TTCI分布的参数，更适用于子样较少的情况。本发明从多个方面考虑，提高样本容量、充分挖掘数据内含不确定性信息，简化分析流程，降低了计算工作量，更适合样本数量较少的情况，保证评估结果更真实、准确。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，包括
步骤1：获取多个断口的裂纹长度a与裂纹扩展时间t的数据对(a,t)；
通过耐久性试验获得多个断口，对多个所述断口分析获得裂纹长度与时间的数据对(a,t)；
步骤2：拟合各断口的裂纹扩展速率参数Q；
对获得的裂纹长度与裂纹扩展时间的数据对(a,t)按裂纹扩展模型进行拟合，获得断口上裂纹的裂纹扩展速率参数Q；
步骤3：通过反推得到各断口的当量初始缺陷尺寸a(0)构造EIFS数据集；
获得断口的裂纹扩展速率参数Q，根据采用的裂纹扩展速率模型计算出各断口的当量初始缺陷尺寸a(0)，并将所有应力水平下的当量初始缺陷尺寸a(0)构成一个EIFS数据集，采用EIFS-TTCI数据转换公式将EIFS数据集转换为一个服从三参数weibull分布的TTCI数据集；
步骤4：计算TTCI数据累积失效概率；
应用模糊理论求得TTCI数据集内各元素处的累积失效概率；
步骤5：确定TTCI分布中的参数；
应用灰色系统理论估计出TTCI分布的参数；
步骤6：确定整体通用当量初始缺陷尺寸EIFS分布；
根据EIFS分布与TTCI分布的转换关系及二者的数据转换公式，求出EIFS分布的参数，完成原始疲劳质量评估。
2.根据权利要求1所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，所述裂纹扩展速率参数Q计算模型为：
lna(t)＝lna(0)+Qt
式中：a(t)为裂纹扩展时间为t时的裂纹长度；a(0)为断口的当量初始缺陷尺寸；Q为裂纹扩展速率参数。
3.根据权利要求2所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，裂纹扩展速率参数Q的拟合公式为
式中：m为断口上的断口裂纹长度与裂纹扩展时间数据对(a,t)的组数；ak为断口上第k个(a,t)数据对中的裂纹长度值；tk为断口上第k个(a,t)数据对中的裂纹扩展时间值。
4.根据权利要求3所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，所述当量初始缺陷尺寸a(0)计算方法为：
式中，Q—根据当前断口(a,t)数据对求得的裂纹扩展速率参数。
5.根据权利要求4所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，所述EIFS-TTCI数据转换公式为：
T＝-ln A
式中：T为TTCI数据集；A为EIFS数据集。
6.根据权利要求5所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，应用模糊理论，采用正态信息扩散估计的积分求累积失效概率，计算公式为：
式中：ti(i＝1,2,3,...,n)为样本；n为样本容量；h为经验窗宽。
7.根据权利要求6所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，所述经验窗宽h的计算方法为：
式中，y的取值与矩阵T的元素个数n有关。
8.根据权利要求7所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，TTCI分布中的参数α和ε的估计值为：
式中：为通用形状参数，为通用分布下限，中间量和。
9.根据权利要求8所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，所述通用当量初始缺陷尺寸EIFS分布为
式中：为通用常数，为通用分布上限。
10.根据权利要求1-9任一所述的基于不确定性分析的原始疲劳质量评估方法，其特征在于，适用于三参数weibull相容分布参数估计，或者适用于三参数weibull分布参数估计。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110032786A (zh) * 2019-04-03 2019-07-19 西北工业大学 镍基单晶气膜孔结构件原始疲劳质量的评估方法
CN112763526A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
CN112881208A (zh) * 2021-01-14 2021-06-01 北京航空航天大学 一种当量初始缺陷尺寸测定与评估方法
CN114056599A (zh) * 2021-12-23 2022-02-18 中国飞机强度研究所 一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104697845A (zh) * 2013-12-06 2015-06-10 中国飞机强度研究所 机身壁板静力/疲劳/损伤容限试验加载系统
CN107356420A (zh) * 2017-07-28 2017-11-17 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法
CN107677786A (zh) * 2017-08-28 2018-02-09 西北工业大学 铸造钢缩松缺陷评级方法
JP2018096890A (ja) * 2016-12-15 2018-06-21 Ｊｆｅスチール株式会社 鋼材の硫化物応力腐食割れ試験方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104697845A (zh) * 2013-12-06 2015-06-10 中国飞机强度研究所 机身壁板静力/疲劳/损伤容限试验加载系统
JP2018096890A (ja) * 2016-12-15 2018-06-21 Ｊｆｅスチール株式会社 鋼材の硫化物応力腐食割れ試験方法
CN107356420A (zh) * 2017-07-28 2017-11-17 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种机身壁板搭接结构广布疲劳损伤分析方法
CN107677786A (zh) * 2017-08-28 2018-02-09 西北工业大学 铸造钢缩松缺陷评级方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张永涛: "《某型飞机机翼盒段耐久性分析》", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库（电子期刊）》 *
杜永恩: "《概率损伤容限分析体系及其关键技术的研究》", 《中国博士学位论文全文数据库（电子期刊）》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110032786A (zh) * 2019-04-03 2019-07-19 西北工业大学 镍基单晶气膜孔结构件原始疲劳质量的评估方法
CN112763526A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
CN112763526B (zh) * 2020-12-29 2024-01-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
CN112881208A (zh) * 2021-01-14 2021-06-01 北京航空航天大学 一种当量初始缺陷尺寸测定与评估方法
CN112881208B (zh) * 2021-01-14 2022-05-10 北京航空航天大学 一种当量初始缺陷尺寸测定与评估方法
CN114056599A (zh) * 2021-12-23 2022-02-18 中国飞机强度研究所 一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法

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