技术领域
[0001] 本发明涉及飞机试验技术领域，具体涉及一种飞机结构多次冲击损伤评估方法。
相关背景技术
[0002] 多次冲击是指在冲击载荷小于设计载荷的情况下，反复冲击结构的现象。航空工程中大量结构存在这种现象，例如飞机起落架、拦阻钩、弹射杆、水上飞机下机身等。由于冲击载荷小于设计载荷，所以在一次冲击的情况下并不会造成结构破坏，但是会对结构的薄弱部位造成损伤。这种损伤并不会立即造成结构失效，但随着冲击次数增多，损伤会以某种规律不断累积，损伤值增大到一定程度后结构会发生破坏。这种损伤累积的过程一般是肉眼不可见的，因此破坏往往是突然发生的。由于以上特点，多次冲击现象严重威胁结构的使用安全，十分有必要评估这种损伤。
[0003] 目前的冲击动力学领域对多次冲击的研究非常有限，缺乏对结构多次冲击损伤的评估方法，本发明提供了一种针对飞机结构的多次冲击损伤评估方法。
具体实施方式
[0082] 下面结合具体实施方式来对本发明进行更进一步详细的说明，以更好地体现本发明的优势。
[0083] 实施例1：
[0084] 一种飞机结构多次冲击损伤评估方法，如图1所示，包括以下步骤：
[0085] S1、获取试验参数：
[0086] 取与待分析飞机结构相同材料的试验件，设定多种能量冲击，在每种能量冲击下，对试验件进行多次冲击实验，得到冲击次数N、试验件产生的应变增量εN、试验件受到的冲击载荷以及试验件最终断裂所需的冲击次数N0；
[0087] 根据试验件的应变增量εN与冲击次数N的关系，计算出应变增量衰减的特征参数ω；
[0088] 根据试验件受到的冲击载荷与冲击次数N的数据，计算出试验件的应力修正系数λ；
[0089] 根据试验件的冲击能量与试验件最终断裂所需的冲击次数N0的数据，结合试验件的应变增量衰减的特征参数ω、试验件的应力修正系数λ，通过曲线拟合的方式获得试验件的损伤指数a、试验件的损伤参数b；
[0090] 所述根据试验件的冲击能量与试验件最终断裂所需的冲击次数N0的数据，结合应变增量衰减的特征参数ω、应力修正系数λ，通过曲线拟合的方式获得试验件的损伤指数a、试验件的损伤参数b的方法为：
[0091] 设定D＝1，带入公式(1)得到下述公式(2)，再进行至少三组冲击能量下的冲击试验后，得到每组的试验件最终断裂所需的冲击次数N0，
[0092]
[0093] 将各组冲击试验获得的试验件最终断裂所需的冲击次数N0连成一条曲线，用以log10ε1为纵坐标，log10N0为横坐标绘制散点图，然后用最小二乘法拟合出直线方程：
[0094] log10ε1＝elog10N0+f (2‑1)
[0095] 式中，e、f是直线的斜率和截距，可转换为
[0096] ε1＝10f·N0e (2‑2)
[0097] 根据上述公式(2‑2)与所述公式(2)拟合曲线中的N0、ε1两项相等，得到试验件的损伤指数a与试验件的损伤参数b；
[0098] 所述塑性系数K和强化指数γ的计算方法为：
[0099] 通过单周拉伸试验，获得应力与应变的数据，通过应力与应变的数据用最小二乘法拟合得到公式(3)所示的方程：
[0100] 将应力与应变的数据带入下述公式(3)，可计算得到试验件的塑性系数K和强化指数γ：
[0101] σ＝K·εγ (3)
[0102] 式中，σ为试验件受到的应力，ε为试验件发生的应变，K为塑性系数，γ为强化指数；
[0103] 根据试验件的应变增量与冲击次数N的关系，计算出应变增量衰减的特征参数ω的方法为：利用公式(4)进行计算，得到应变增量衰减的特征参数ω；
[0104] εN＝Nωε1 (4)
[0105] 其中，εN为第N次冲击产生的应变增量，ε1为第一次冲击产生的应变增量，N为冲击次数；
[0106] 根据试验件受到的冲击载荷与冲击次数N的数据，计算出试验件的应力修正系数λ的方法为：
[0107] 绘制冲击载荷与冲击次数N的坐标图，找出最高峰值载荷值、第一次冲击峰值载荷值，利用下述方式(5)计算应力修正系数λ：
[0108]
[0109] S2、建立损伤演化模型：
[0110] 在设定的冲击能量下，建立损伤演化模型，所述损伤演化模型的公式如下：
[0111]
[0112] 式中，D是损伤度，ε1是第一次冲击产生的应变增量，N是冲击次数，K是试验件的塑性系数，γ是试验件的强化指数，λ是试验件的应力修正系数，a是试验件的损伤指数，b是试验件的损伤参数，ω是试验件的应变增量衰减的特征参数；
[0113] S3、模型评估：
[0114] 根据待分析飞机结构的三维模型建立有限元模型，所述有限元模型将待分析飞机结构的三维模型分为若干个网格单元；在设定冲击能量下，对有限元模型进行冲击动力学分析，获得第一次冲击产生的应变增量ε1；
[0115] 其中，对有限元模型进行冲击动力学分析的方法为：利用计算机软件，依次输入试验件的塑性系数K和试验件的强化指数γ、设置冲击能量及边界条件、显式动力学求解，以获得第一次冲击产生的应变增量ε1；所述边界条件包括固支条件、简支条件；显式动力学求解为采用有限元算法进行计算；
[0116] 将获得的每个网格单元的第一次冲击产生的应变增量ε1输入所述损伤演化模型，即可获得每一个网格单元的损伤度D与冲击次数N的关系，以进一步评估飞机结构在给定冲击次数N下飞机结构的冲击损伤；
[0117] 具体的，所述评估飞机结构在给定冲击次数N下飞机结构的冲击损伤的方法为：给定冲击次数N，获得每个网格单元对应的损伤度D，当存在其中一个网格单元的损伤度D等于1时，认定飞机结构已经完全损坏，需要更换或维修；当每个网格单元的损伤度D均大于0、小于1时，认定飞机结构存在损伤，但还能使用；当每个网格单元的损伤度D均等于0时，认定飞机结构无损伤。
[0118] 实施例2
[0119] 本实施例记载的是将实施例1的一种飞机结构多次冲击损伤评估方法应用于飞机起降装置典型结构多次冲击试验中，对飞机结构损伤进行评估。
[0120] 实施例3
[0121] 本实施例记载的是将实施例1的一种飞机结构多次冲击损伤评估方法应用于飞机起落架冲击试验中，对飞机结构损伤进行评估。
[0122] 实施例4
[0123] 本实施例记载的是将实施例1的一种飞机结构多次冲击损伤评估方法应用于拦阻钩冲击试验中，对飞机结构损伤进行评估。
[0124] 实施例5
[0125] 本实施例记载的是将实施例1的一种飞机结构多次冲击损伤评估方法应用于弹射杆冲击试验中，对飞机结构损伤进行评估。
[0126] 实施例6
[0127] 本实施例记载的是将实施例1的一种飞机结构多次冲击损伤评估方法应用于水上飞机下机身冲击试验中，对飞机结构损伤进行评估。
[0128] 应用例：
[0129] 实施例2中的计算以及评估结果如下：
[0130] 如图2所示，通过单周拉伸试验可得到σ＝K·εγ，进而计算出塑性系数K和强化指数γ，得到：K＝576.10MPa，γ＝0.026；
[0131] 如图3所示，通过步骤S1的冲击试验，得到试验件受到的冲击载荷与冲击次数的关系；由图3计算应力修正系数λ：
[0132] 得到：
[0133] 如图4所示，通过步骤S1的冲击试验，得到试验件的应变增量随冲击次数变化示意ω图；可以求出应变增量衰减的特征参数ω；εN＝N ε1；结果得到：ω＝‑0.4；
[0134] 如图5所示，通过步骤S1的冲击试验，得到的多次冲击试验结果；图5中直线的方程‑0.633为：log10ε1＝‑0.633log10N0‑1.496；即ε1＝0.032·N0 ；
[0135] 将上述ω、λ、K、γ带入 得然后联立
[0136] 求出a＝‑2，b＝1387.88MPa；
[0137] 进而得到损伤演化模型：
[0138] 如图6所示，为待分析飞机结构有限元模型在第一次冲击后的应变仿真图；
[0139] 由此，按照步骤S3输入有限元模型中飞机结构某个网格单元的ε1，代入上式就可以求出损伤演化曲线；进而获得损伤度D与冲击次数N的关系曲线；
[0140] 即如图7所示，在指定冲击次数下可以得到对应的损伤度值，以此评估冲击次数造成的损伤；由图7可以看出，飞机结构完全损坏所需要得的冲击次数为112次。
