一種具有智能監(jiān)測功能的飛機的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機體和智能監(jiān)測裝置,所述智能監(jiān)測裝置包括數(shù)據(jù)集儲模塊、機體裂紋輸入模塊、疲勞試驗?zāi)K、裂紋拓展分析模塊、壽命預(yù)測模塊、顯示模塊和報警模塊，其中所述裂紋拓展分析模塊：用于對隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)。本發(fā)明在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體的疲勞情況的實時監(jiān)測。
【專利說明】
一種具有智能監(jiān)測功能的飛機
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及飛機檢測領(lǐng)域，具體涉及一種具有智能監(jiān)測功能的飛機。
【背景技術(shù)】
[0002] 為防止飛機機體的疲勞引起其結(jié)構(gòu)失效，需要預(yù)測飛機機體材料的疲勞壽命。相 關(guān)技術(shù)中，飛機上并沒有設(shè)置相應(yīng)的監(jiān)測裝置，不能夠隨時監(jiān)測飛機機體的疲勞情況。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 為解決上述問題，本發(fā)明旨在提供一種具有智能監(jiān)測功能的飛機。
[0004] 本發(fā)明的目的采用以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：
[0005] -種具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機體和智能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝 置包括：
[0006] (1)數(shù)據(jù)集儲模塊，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜并 存儲所述隨機載荷譜；
[0007] (2)機體裂紋輸入模塊，用于輸入所述飛機機體上各實際裂紋的裂紋位置、尺寸， 并對各種裂紋進行幾何簡化分類；
[0008] (3)疲勞試驗?zāi)K，用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對應(yīng) 于各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線；
[0009] (4)裂紋拓展分析模塊：用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以 及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展 壽命循環(huán)數(shù)；
[0010] (5)壽命預(yù)測模塊：用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞 壽命的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。
[0011] 本發(fā)明的有益效果為:本發(fā)明在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體 的疲勞情況的實時監(jiān)測，從而解決了上述的技術(shù)問題。
【附圖說明】
[0012] 利用附圖對本發(fā)明作進一步說明，但附圖中的應(yīng)用場景不構(gòu)成對本發(fā)明的任何限 制，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)以下附圖獲得 其它的附圖。
[0013] 圖1是本發(fā)明智能監(jiān)測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0014] 圖2是本發(fā)明的疲勞試驗?zāi)K的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0015] 附圖標(biāo)記：
[0016]數(shù)據(jù)集儲模塊1、機體裂紋輸入模塊2、疲勞試驗?zāi)K3、裂紋拓展分析模塊4、壽命 預(yù)測模塊5、顯示模塊6、報警模塊7、參數(shù)計算子模塊31、疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊 32〇
【具體實施方式】
[0017] 結(jié)合以下應(yīng)用場景對本發(fā)明作進一步描述。
[0018] 應(yīng)用場景1
[0019] 參見圖1、圖2,本應(yīng)用場景的一個實施例的具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機 體和智能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝置包括：
[0020] (1)數(shù)據(jù)集儲模塊1，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜 并存儲所述隨機載荷譜；
[0021] (2)機體裂紋輸入模塊2,用于輸入所述飛機機體的結(jié)構(gòu)上各實際裂紋的裂紋位 置、尺寸，并對各種裂紋進行幾何簡化分類；
[0022] (3)疲勞試驗?zāi)K3,用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對 應(yīng)于各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線；
[0023] (4)裂紋拓展分析模塊4:用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以 及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展 壽命循環(huán)數(shù)；
[0024] (5)壽命預(yù)測模塊5:用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞 壽命的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。
[0025]優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括顯示模塊6,所述顯示模塊6用于顯示疲勞裂紋 擴展速率曲線和飛機機體剩余疲勞壽命。
[0026]本發(fā)明上述實施例在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體的疲勞情況 的實時監(jiān)測，從而解決了上述的技術(shù)問題。
[0027]優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括報警模塊7,所述報警模塊7用于在飛機機體剩 余疲勞壽命的估算值大于設(shè)定的閾值時進行報警。
[0028] 優(yōu)選的，定義對應(yīng)于裂紋i = 1，2，···!!!的剩余疲勞壽命的估算值集為(P1，P2，…， Pi}，飛機機體剩余疲勞壽命的估算值Pz則為：
[0029] Pz=Inim =l，2，..m{Pl，P2,…，Pi} 〇
[0030] 本優(yōu)選實施例確定了飛機機體的剩余疲勞壽命與飛機機體的各實際裂紋的疲勞 壽命之間的關(guān)系，采用最小的飛機機體的實際裂紋的疲勞壽命作為飛機機體的剩余疲勞壽 命，符合木桶理論，準(zhǔn)確度高。
[0031] 優(yōu)選的，所述疲勞試驗?zāi)K3包括參數(shù)計算子模塊31和疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu) 建子模塊32,具體為：
[0032] (1)參數(shù)計算子模塊31:用于計算各種裂紋的應(yīng)力強度因子幅，考慮裂紋尖端點的 塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，將裂紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相 變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，定義應(yīng)力強度因子幅ΔΚΡ。的計算公式為：
[0033]
[0034] 式中
[0035]
[0036] 其中，KFx為疲勞循環(huán)載荷中由最大載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子 值，Kg1C in為疲勞循環(huán)載荷中由最小載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子值，Kyc為遠 場作用下的應(yīng)力強度因子，由裂紋完全張開時的載荷計算得到，AK s。表示裂紋尖端塑性區(qū) 引起的應(yīng)力強度因子增量，A為圍繞裂紋尖端的塑性區(qū)的面積，其包括裂紋擴展過程中所產(chǎn) 生的塑性變形尾跡區(qū)， 〇11、〇12、〇22為裂紋尖端塑性區(qū)內(nèi)的應(yīng)力，由對裂紋尖端塑性區(qū)應(yīng)力場 的有限元計算分析得到,R為拉伸載荷與壓縮載荷的比值；
[0037] (2)疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32,用于構(gòu)建各種裂紋的疲勞裂紋擴展速 率曲線，以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮溫度對疲勞裂紋拓展速率的影響，定義所述疲勞裂紋擴 展速率的修正計算公式為：
[0038]
[0039]
[0040]
[0041]
[0042] 式中，T為試驗溫度，Tmax為設(shè)定的最高溫度，Tmax的取值范圍為[35°C，40°C ]，a為裂 紋擴展長度，N為循環(huán)次數(shù)，C和M為材料常數(shù)，△ Kt為擬合非正常溫度下裂紋擴展性能曲面 后分析得到的非正常溫度斷裂門檻值，體現(xiàn)了溫度對擴展速率的影響，且A Kt的取值范圍 需滿足[0, AKpc)。
[0043] 本優(yōu)選實施例設(shè)置的參數(shù)計算子模塊31中定義了應(yīng)力強度因子幅AK_pc的計算 公式，且考慮了裂紋尖端點的塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，并將裂 紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，從而定義的應(yīng)力強度因子幅AK_pc可 以很好地作為一個合理的力學(xué)參量來定量化地分析裂紋尖端塑性區(qū)對應(yīng)力強度因子的影 響;設(shè)置的疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32中以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮了溫度對疲勞 裂紋拓展速率的影響，并定義了疲勞裂紋擴展速率的修正計算公式，提高了計算的精度，且 簡單實用。
[0044] 優(yōu)詵的，所沭裂紋擴屏壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式為：
[0045]
[0046] 本優(yōu)選實施例確定了裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式，提高了壽命預(yù)測的速度。
[0047] 本應(yīng)用場景上述實施例的最高溫度Tmax設(shè)定為35°C，對飛機機體的疲勞壽命預(yù)測 的精度相對提高了 15 %。
[0048] 應(yīng)用場景2
[0049]參見圖1、圖2,本應(yīng)用場景的一個實施例的具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機 體和智能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝置包括：
[0050] (1)數(shù)據(jù)集儲模塊1，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜 并存儲所述隨機載荷譜；；
[0051] (2)機體裂紋輸入模塊2,用于輸入所述飛機機體的結(jié)構(gòu)上各實際裂紋的裂紋位 置、尺寸，并對各種裂紋進行幾何簡化分類；
[0052] (3)疲勞試驗?zāi)K3,用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對 應(yīng)于各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線；
[0053] (4)裂紋拓展分析模塊4:用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以 及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展 壽命循環(huán)數(shù)；
[0054] (5)壽命預(yù)測模塊5:用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞 壽命的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。
[0055] 優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括顯示模塊6,所述顯示模塊6用于顯示疲勞裂紋 擴展速率曲線和飛機機體剩余疲勞壽命。
[0056] 本發(fā)明上述實施例在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體的疲勞情況 的實時監(jiān)測，從而解決了上述的技術(shù)問題。
[0057]優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括報警模塊7,所述報警模塊7用于在飛機機體剩 余疲勞壽命的估算值大于設(shè)定的閾值時進行報警。
[0058]優(yōu)選的，定義對應(yīng)于裂紋i = 1，2，···!!!的剩余疲勞壽命的估算值集為(P1，P2，…， Pi}，飛機機體剩余疲勞壽命的估算值Pz則為：
[0059] Pz=Inim =l，2，..m{Pl，P2,…，Pi} 〇
[0060] 本優(yōu)選實施例確定了飛機機體的剩余疲勞壽命與飛機機體的各實際裂紋的疲勞 壽命之間的關(guān)系，采用最小的飛機機體的實際裂紋的疲勞壽命作為飛機機體的剩余疲勞壽 命，符合木桶理論，準(zhǔn)確度高。
[0061] 優(yōu)選的，所述疲勞試驗?zāi)K3包括參數(shù)計算子模塊31和疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu) 建子模塊32,具體為：
[0062] (1)參數(shù)計算子模塊31:用于計算各種裂紋的應(yīng)力強度因子幅，考慮裂紋尖端點的 塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，將裂紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相 變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，定義應(yīng)力強度因子幅ΔΚΡ。的計算公式為：
[0066] 其中，為疲勞循環(huán)載荷中由最大載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子 值，Kf11為疲勞循環(huán)載荷中由最小載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子值，K yc為遠
[0063]
[0064]
[0065] 場作用下的應(yīng)力強度因子，由裂紋完全張開時的載荷計算得到，AKs。表示裂紋尖端塑性區(qū) 引起的應(yīng)力強度因子增量，A為圍繞裂紋尖端的塑性區(qū)的面積，其包括裂紋擴展過程中所產(chǎn) 生的塑性變形尾跡區(qū)，〇11、 〇12、〇22為裂紋尖端塑性區(qū)內(nèi)的應(yīng)力，由對裂紋尖端塑性區(qū)應(yīng)力場 的有限元計算分析得到,R為拉伸載荷與壓縮載荷的比值；
[0067] (2)疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32,用于構(gòu)建各種裂紋的疲勞裂紋擴展速 率曲線，以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮溫度對疲勞裂紋拓展速率的影響，定義所述疲勞裂紋擴 展速率的修正計算公式為：
[0068]
[0069]
[0070]
[0071]
[0072] 式中，T為試驗溫度，Tmax為設(shè)定的最高溫度，Tmax的取值范圍為[35°C，40°C ]，a為裂 紋擴展長度，N為循環(huán)次數(shù)，C和M為材料常數(shù)，△ Kt為擬合非正常溫度下裂紋擴展性能曲面 后分析得到的非正常溫度斷裂門檻值，體現(xiàn)了溫度對擴展速率的影響，且A Kt的取值范圍 需滿足[0, AKpc)。
[0073]本優(yōu)選實施例設(shè)置的參數(shù)計算子模塊31中定義了應(yīng)力強度因子幅AK_pc的計算 公式，且考慮了裂紋尖端點的塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，并將裂 紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，從而定義的應(yīng)力強度因子幅AK_pc可 以很好地作為一個合理的力學(xué)參量來定量化地分析裂紋尖端塑性區(qū)對應(yīng)力強度因子的影 響;設(shè)置的疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32中以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮了溫度對疲勞 裂紋拓展速率的影響，并定義了疲勞裂紋擴展速率的修正計算公式，提高了計算的精度，且 簡單實用。
[0074] 優(yōu)詵的，所沭裂紋擴屏壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式為：
[0075]
[0076] 本優(yōu)選實施例確定了裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式，提高了壽命預(yù)測的速度。
[0077] 本應(yīng)用場景上述實施例的最高溫度Tmax設(shè)定為36°C，對飛機機體的疲勞壽命預(yù)測 的精度相對提高了 14%。
[0078]應(yīng)用場景3
[0079] 參見圖1、圖2,本應(yīng)用場景的一個實施例的具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機 體和智能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝置包括：
[0080] (1)數(shù)據(jù)集儲模塊1，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜 并存儲所述隨機載荷譜；；
[0081] (2)機體裂紋輸入模塊2,用于輸入所述飛機機體的結(jié)構(gòu)上各實際裂紋的裂紋位 置、尺寸，并對各種裂紋進行幾何簡化分類；
[0082] (3)疲勞試驗?zāi)K3,用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對 應(yīng)于各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線；
[0083] (4)裂紋拓展分析模塊4:用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以 及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展 壽命循環(huán)數(shù)；
[0084] (5)壽命預(yù)測模塊5:用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞 壽命的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。
[0085]優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括顯示模塊6,所述顯示模塊6用于顯示疲勞裂紋 擴展速率曲線和飛機機體剩余疲勞壽命。
[0086]本發(fā)明上述實施例在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體的疲勞情況 的實時監(jiān)測，從而解決了上述的技術(shù)問題。
[0087]優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括報警模塊7,所述報警模塊7用于在飛機機體剩 余疲勞壽命的估算值大于設(shè)定的閾值時進行報警。
[0088] 優(yōu)選的，定義對應(yīng)于裂紋i = 1，2，···!!!的剩余疲勞壽命的估算值集為(P1，P2，…， Pi}，飛機機體剩余疲勞壽命的估算值Pz則為：
[0089] Pz=Inim =l，2，..m{Pl，P2,…，Pi} 〇
[0090] 本優(yōu)選實施例確定了飛機機體的剩余疲勞壽命與飛機機體的各實際裂紋的疲勞 壽命之間的關(guān)系，采用最小的飛機機體的實際裂紋的疲勞壽命作為飛機機體的剩余疲勞壽 命，符合木桶理論，準(zhǔn)確度高。
[0091] 優(yōu)選的，所述疲勞試驗?zāi)K3包括參數(shù)計算子模塊31和疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu) 建子模塊32,具體為：
[0092] (1)參數(shù)計算子模塊31:用于計算各種裂紋的應(yīng)力強度因子幅，考慮裂紋尖端點的 塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，將裂紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相 變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，定義應(yīng)力強度因子幅ΔΚΡ。的計算公式為：
[0093]
[0094]
[0095]
[0096] 其中，Kfix為疲勞循環(huán)載荷中由最大載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子 值，Kgn為疲勞循環(huán)載荷中由最小載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子值，K yc為遠 場作用下的應(yīng)力強度因子，由裂紋完全張開時的載荷計算得到，AKs。表示裂紋尖端塑性區(qū) 引起的應(yīng)力強度因子增量，A為圍繞裂紋尖端的塑性區(qū)的面積，其包括裂紋擴展過程中所產(chǎn) 生的塑性變形尾跡區(qū)， 〇11、〇12、〇22為裂紋尖端塑性區(qū)內(nèi)的應(yīng)力，由對裂紋尖端塑性區(qū)應(yīng)力場 的有限元計算分析得到,R為拉伸載荷與壓縮載荷的比值；
[0097] (2)疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32,用于構(gòu)建各種裂紋的疲勞裂紋擴展速 率曲線，以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮溫度對疲勞裂紋拓展速率的影響，定義所述疲勞裂紋擴 展速率的修正計算公式為：
[0098]
[0099]
[0100]
[0101]
[0102] 式中，T為試驗溫度，Tmax為設(shè)定的最高溫度，Tmax的取值范圍為[35°C，40°C ]，a為裂 紋擴展長度，N為循環(huán)次數(shù)，C和M為材料常數(shù)，△ Kt為擬合非正常溫度下裂紋擴展性能曲面 后分析得到的非正常溫度斷裂門檻值，體現(xiàn)了溫度對擴展速率的影響，且A Kt的取值范圍 需滿足[0, AKpc)。
[0103] 本優(yōu)選實施例設(shè)置的參數(shù)計算子模塊31中定義了應(yīng)力強度因子幅AK_pc的計算 公式，且考慮了裂紋尖端點的塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，并將裂 紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，從而定義的應(yīng)力強度因子幅AK_pc可 以很好地作為一個合理的力學(xué)參量來定量化地分析裂紋尖端塑性區(qū)對應(yīng)力強度因子的影 響;設(shè)置的疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32中以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮了溫度對疲勞 裂紋拓展速率的影響，并定義了疲勞裂紋擴展速率的修正計算公式，提高了計算的精度，且 簡單實用。
[0104] 優(yōu)選的，所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式為：
[0105]
[0106] 本優(yōu)選實施例確定了裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式，提高了壽命預(yù)測的速度。
[0107] 本應(yīng)用場景上述實施例的最高溫度Tmax設(shè)定為38°C，對飛機機體的疲勞壽命預(yù)測 的精度相對提高了 12 %。
[0108]應(yīng)用場景4
[0109]參見圖1、圖2,本應(yīng)用場景的一個實施例的具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機 體和智能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝置包括：
[0110] (1)數(shù)據(jù)集儲模塊1，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜 并存儲所述隨機載荷譜；；
[0111] (2)機體裂紋輸入模塊2,用于輸入所述飛機機體的結(jié)構(gòu)上各實際裂紋的裂紋位 置、尺寸，并對各種裂紋進行幾何簡化分類；
[0112] (3)疲勞試驗?zāi)K3，用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對 應(yīng)于各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線；
[0113] (4)裂紋拓展分析模塊4:用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以 及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展 壽命循環(huán)數(shù)；
[0114] (5)壽命預(yù)測模塊5:用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞 壽命的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。
[0115]優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括顯示模塊6,所述顯示模塊6用于顯示疲勞裂紋 擴展速率曲線和飛機機體剩余疲勞壽命。
[0116] 本發(fā)明上述實施例在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體的疲勞情況 的實時監(jiān)測，從而解決了上述的技術(shù)問題。
[0117] 優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括報警模塊7,所述報警模塊7用于在飛機機體剩 余疲勞壽命的估算值大于設(shè)定的閾值時進行報警。
[0118] 優(yōu)選的，定義對應(yīng)于裂紋i = l，2, ···!!!的剩余疲勞壽命的估算值集為(P1J2,…， Pi}，飛機機體剩余疲勞壽命的估算值Pz則為：
[0119] Pz=Inim =l，2，..m{Pl，P2,…，Pi} 〇
[0120] 本優(yōu)選實施例確定了飛機機體的剩余疲勞壽命與飛機機體的各實際裂紋的疲勞 壽命之間的關(guān)系，采用最小的飛機機體的實際裂紋的疲勞壽命作為飛機機體的剩余疲勞壽 命，符合木桶理論，準(zhǔn)確度高。
[0121]優(yōu)選的，所述疲勞試驗?zāi)K3包括參數(shù)計算子模塊31和疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu) 建子模塊32,具體為：
[0122] (1)參數(shù)計算子模塊31:用于計算各種裂紋的應(yīng)力強度因子幅，考慮裂紋尖端點的 塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，將裂紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相 變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，定義應(yīng)力強度因子幅ΔΚ Ρ。的計算公式為：
[0123]
[0124]
[0125]
[0126] 其中，Kfx為疲勞循環(huán)載荷中由最大載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子 值，K品in%疲勞循環(huán)載荷中由最小載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子值，K yc為遠 場作用下的應(yīng)力強度因子，由裂紋完全張開時的載荷計算得到，AKs。表示裂紋尖端塑性區(qū) 引起的應(yīng)力強度因子增量，A為圍繞裂紋尖端的塑性區(qū)的面積，其包括裂紋擴展過程中所產(chǎn) 生的塑性變形尾跡區(qū)， 〇11、〇12、〇22為裂紋尖端塑性區(qū)內(nèi)的應(yīng)力，由對裂紋尖端塑性區(qū)應(yīng)力場 的有限元計算分析得到,R為拉伸載荷與壓縮載荷的比值；
[0127] (2)疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32,用于構(gòu)建各種裂紋的疲勞裂紋擴展速 率曲線，以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮溫度對疲勞裂紋拓展速率的影響，定義所述疲勞裂紋擴 展速率的修正計算公式為：
[0128] T〈(TC0R Τ>Τ·Χ時，
[0129]
[0130]
[0131]
[0132] 式中，T為試驗溫度，Tmax為設(shè)定的最高溫度，Tmax的取值范圍為[35°C，40°C ]，a為裂 紋擴展長度，N為循環(huán)次數(shù)，C和M為材料常數(shù)，△ Kt為擬合非正常溫度下裂紋擴展性能曲面 后分析得到的非正常溫度斷裂門檻值，體現(xiàn)了溫度對擴展速率的影響，且A Kt的取值范圍 需滿足[0, AKpc)。
[0133] 本優(yōu)選實施例設(shè)置的參數(shù)計算子模塊31中定義了應(yīng)力強度因子幅AK_pc的計算 公式，且考慮了裂紋尖端點的塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，并將裂 紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，從而定義的應(yīng)力強度因子幅AK_pc可 以很好地作為一個合理的力學(xué)參量來定量化地分析裂紋尖端塑性區(qū)對應(yīng)力強度因子的影 響;設(shè)置的疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32中以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮了溫度對疲勞 裂紋拓展速率的影響，并定義了疲勞裂紋擴展速率的修正計算公式，提高了計算的精度，且 簡單實用。
[0134] 優(yōu)選的，所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式為：
[0135]
[0136] 本優(yōu)選實施例確定了裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式，提高了壽命預(yù)測的速度。
[0137] 本應(yīng)用場景上述實施例的最高溫度Tmax設(shè)定為39°C，對飛機機體的疲勞壽命預(yù)測 的精度相對提高了 11 %。
[0138] 應(yīng)用場景5
[0139] 參見圖1、圖2,本應(yīng)用場景的一個實施例的具有智能監(jiān)測功能的飛機，包括飛機機 體和智能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝置包括：
[0140] (1)數(shù)據(jù)集儲模塊1，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜 并存儲所述隨機載荷譜；；
[0141] (2)機體裂紋輸入模塊2,用于輸入所述飛機機體的結(jié)構(gòu)上各實際裂紋的裂紋位 置、尺寸，并對各種裂紋進行幾何簡化分類；
[0142] (3)疲勞試驗?zāi)K3,用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對 應(yīng)于各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線；
[0143] (4)裂紋拓展分析模塊4:用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以 及各種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展 壽命循環(huán)數(shù)；
[0144] (5)壽命預(yù)測模塊5:用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞 壽命的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。
[0145] 優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括顯示模塊6,所述顯示模塊6用于顯示疲勞裂紋 擴展速率曲線和飛機機體剩余疲勞壽命。
[0146] 本發(fā)明上述實施例在飛機機體上設(shè)置智能監(jiān)測裝置，實現(xiàn)了飛機機體的疲勞情況 的實時監(jiān)測，從而解決了上述的技術(shù)問題。
[0147] 優(yōu)選的，所述智能監(jiān)測裝置還包括報警模塊7,所述報警模塊7用于在飛機機體剩 余疲勞壽命的估算值大于設(shè)定的閾值時進行報警。
[0148] 優(yōu)選的，定義對應(yīng)于裂紋i = 1，2，···!!!的剩余疲勞壽命的估算值集為(P1，P2，…， Pi}，飛機機體剩余疲勞壽命的估算值Pz則為：
[0149] Pz=Inim =l，2,i{Pl，P2,…，Pi} 〇
[0150]本優(yōu)選實施例確定了飛機機體的剩余疲勞壽命與飛機機體的各實際裂紋的疲勞 壽命之間的關(guān)系，采用最小的飛機機體的實際裂紋的疲勞壽命作為飛機機體的剩余疲勞壽 命，符合木桶理論，準(zhǔn)確度高。
[0151]優(yōu)選的，所述疲勞試驗?zāi)K3包括參數(shù)計算子模塊31和疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu) 建子模塊32,具體為：
[0152] (1)參數(shù)計算子模塊31:用于計算各種裂紋的應(yīng)力強度因子幅，考慮裂紋尖端點的 塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，將裂紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相 變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，定義應(yīng)力強度因子幅ΔΚΡ。的計算公式為：
[0153]
[0154]
[0155]
[0156] 其中，為疲勞循環(huán)載荷中由最大載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子 值，K^n為疲勞循環(huán)載荷中由最小載荷計算得到的經(jīng)塑性修正的應(yīng)力強度因子值，Kyc為遠 場作用下的應(yīng)力強度因子，由裂紋完全張開時的載荷計算得到，AK s。表示裂紋尖端塑性區(qū) 引起的應(yīng)力強度因子增量，A為圍繞裂紋尖端的塑性區(qū)的面積，其包括裂紋擴展過程中所產(chǎn) 生的塑性變形尾跡區(qū)， 〇11、〇12、〇22為裂紋尖端塑性區(qū)內(nèi)的應(yīng)力，由對裂紋尖端塑性區(qū)應(yīng)力場 的有限元計算分析得到,R為拉伸載荷與壓縮載荷的比值；
[0157] (2)疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32,用于構(gòu)建各種裂紋的疲勞裂紋擴展速 率曲線，以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮溫度對疲勞裂紋拓展速率的影響，定義所述疲勞裂紋擴 展速率的修正計算公式為：
[0158]
[0159]
[0160]
[0161]
[0162] 式中，T為試驗溫度，Tmax為設(shè)定的最高溫度，Tmax的取值范圍為[35°C，40°C ]，a為裂 紋擴展長度，N為循環(huán)次數(shù)，C和M為材料常數(shù)，△ Kt為擬合非正常溫度下裂紋擴展性能曲面 后分析得到的非正常溫度斷裂門檻值，體現(xiàn)了溫度對擴展速率的影響，且A Kt的取值范圍 需滿足[0, AKpc)。
[0163] 本優(yōu)選實施例設(shè)置的參數(shù)計算子模塊31中定義了應(yīng)力強度因子幅AK_pc的計算 公式，且考慮了裂紋尖端點的塑性變形區(qū)會對材料的疲勞斷裂具有決定性的影響，并將裂 紋尖端塑性區(qū)等效于一個含有相變應(yīng)變的均質(zhì)夾雜，從而定義的應(yīng)力強度因子幅AK_pc可 以很好地作為一個合理的力學(xué)參量來定量化地分析裂紋尖端塑性區(qū)對應(yīng)力強度因子的影 響;設(shè)置的疲勞裂紋擴展速率曲線構(gòu)建子模塊32中以Paris公式為基礎(chǔ)，考慮了溫度對疲勞 裂紋拓展速率的影響，并定義了疲勞裂紋擴展速率的修正計算公式，提高了計算的精度，且 簡單實用。
[0164] 優(yōu)選的，所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式為：
[0165]
[0166] 本優(yōu)選實施例確定了裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)N的計算公式，提高了壽命預(yù)測的速度。
[0167] 本應(yīng)用場景上述實施例的最高溫度Tmax設(shè)定為40°C，對飛機機體的疲勞壽命預(yù)測 的精度相對提高了 10 %。
[0168] 最后應(yīng)當(dāng)說明的是，以上應(yīng)用場景僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對本發(fā)明 保護范圍的限制，盡管參照較佳應(yīng)用場景對本發(fā)明作了詳細地說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人 員應(yīng)當(dāng)理解，可以對本發(fā)明的技術(shù)方案進行修改或者等同替換，而不脫離本發(fā)明技術(shù)方案 的實質(zhì)和范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種具有智能監(jiān)測功能的飛機，其特征是，包括飛機機體和設(shè)置于飛機機體內(nèi)的智 能監(jiān)測裝置，所述智能監(jiān)測裝置包括： (1) 數(shù)據(jù)集儲模塊，用于采集飛機實際飛行情況，獲得飛機飛行中的隨機載荷譜并存儲 所述隨機載荷譜； (2) 機體裂紋輸入模塊，用于輸入所述飛機機體上各實際裂紋的裂紋位置、尺寸，并對 各種裂紋進行幾何簡化分類； (3) 疲勞試驗?zāi)K，用于對所述飛機機體的材料進行疲勞試驗，獲取所述材料對應(yīng)于各 種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線； (4) 裂紋拓展分析模塊：用于對所述隨機載荷譜、各實際裂紋的裂紋位置、尺寸以及各 種裂紋的疲勞裂紋擴展速率曲線進行裂紋擴展分析，確定對應(yīng)于各種裂紋的裂紋擴展壽命 循環(huán)數(shù)； (5) 壽命預(yù)測模塊：用于根據(jù)所述裂紋擴展壽命循環(huán)數(shù)確定對應(yīng)裂紋的剩余疲勞壽命 的估算值以及飛機機體剩余疲勞壽命的估算值。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種具有智能監(jiān)測功能的飛機，其特征是，所述智能監(jiān)測裝置 還包括報警模塊，所述報警模塊用于在飛機機體剩余疲勞壽命的估算值大于設(shè)定的閾值時 進行報警。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種具有智能監(jiān)測功能的飛機，其特征是，所述智能監(jiān)測裝置 還包括顯示模塊，所述顯示模塊用于顯示疲勞裂紋擴展速率曲線和飛機機體剩余疲勞壽 命。
【文檔編號】B64F5/00GK106043739SQ201610626440
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年7月30日
【發(fā)明人】不公告發(fā)明人
【申請人】董超超