一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法

摘要

本发明提供了一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法，属于直升机结构疲劳设计技术领域。包括首先根据结构材料、制造、使用情况选择缺陷类型及参数，以及通过应力分析和疲劳试验确定结构的危险区域；之后预制各种缺陷，并基于实测载荷和破坏应力分析，确定金属结构缺陷容限试验的动、静载荷；最后确定结构安全缺陷容限S‑N曲线，并计算带缺陷结构的安全寿命，不同缺陷分别计算，取计算结果中的最小值作为带缺陷结构的检查周期，本发明基于危险性分析，采用带缺陷试件的试验确定带缺陷结构的疲劳极限，结合飞行载荷谱给出的可检结构缺陷的安全检查周期和所允许的最大损伤，可保证直升机使用的安全，并满足适航条款的缺陷容限验证要求。

主权项

一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法，其特征在于：第一步、根据结构材料、制造、使用情况选择缺陷类型及参数；第二步、通过应力分析和疲劳试验确定结构的危险区域；第三步、制造全尺寸金属结构试验件，至少在在所述第二步确定的危险区域内预制缺陷；第四步、基于实测载荷和破坏应力分析，确定金属结构缺陷容限试验的动、静载荷；第五步、进行带缺陷的全尺寸试件缺陷容限试验，根据试验结果和材料缺陷容限S‑N曲线，计算结构平均缺陷容限S‑N曲线；第六步、若试验件破坏起始于缺陷部位，使用应力修正系数对结构缺陷容限平均曲线进行修正；第七步、采用安全系数对平均缺陷容限S‑N曲线进行修正，确定结构安全缺陷容限S‑N曲线；第八步、使用结构安全缺陷容限S‑N曲线和结构实测载荷谱，计算带缺陷结构的安全寿命，不同缺陷分别计算，取计算结果中的最小值作为带缺陷结构的检查周期，给出结构缺陷的检查要求。