腐蚀条件下飞机结构使用寿命的评定与监控_刘文
飞机结构疲劳关键部位损伤与可靠性评定技术
临界状态又是随机的, 从而可接受假设 ! 的合理 性. ∀ 结构状态演化具有不可逆性, 即对任意结构 子样在任意时刻的状态演化速率均大于 0.
由结构状态演化的不可逆性可得, 结构受给 定载荷作用至任意循环数 n, 恒有
P {ZM S ( n) /S % ZM S, cr } = P { n % N } ( 1) 其中, P { & } 为事件概率; S 为载荷; ZM S, cr为临界 状态.
W ang L ei L iu W enting
( S chool of A eronau tic S cien ce and E ngineering, B eijing U n ivers ity of A eronau tics and A stron aut ics, Beijing 100083, Ch ina)
不考虑外界化学 /热 /气候环境对飞机结构造
成的损伤时, 飞机结构在服役中经历的是一次又
一次飞行造成的离散疲劳损伤 ( D k ), 将任意瞬
时及以前所有飞行 N fd ( t )的损伤相累加, 就可得 飞机结构任意瞬时的损伤 D ( t). 有
本文的模型 仍以文献 [ 1] 的推导为基础, 但 对其中存在的问题, 在深入分析结构疲劳失效本 质和特征的基础上, 提出较为公认的假设条件, 并 通过简单推理加以阐明.
本文假设: ! 假设结构发生疲劳失效时的临 界状态 (即宏观 状态, 具有连续损伤力学 中损伤 变量的性质, 为 与疲劳 分析 中的损 伤 1 /N 相 区 分, 故称为状态 ZM S, 其中 N 为疲劳寿命 )分布是 仅由结构疲劳失效特征决定的固有随机变量. 一 般衡量工程结构发生疲劳失效均仅针对反映结构 状态的部分主导且可控的状态参量 (如裂纹深度 尺寸等 )达到临界指标 (工程可检裂纹尺寸 )定义 的. 然而, 由于结构细微观状态演化的离散不均性 和随机涨落性等导致结构发生疲劳失效时对应的
精典论文：飞机结构的损伤及其检测
飞机结构的损伤及其检测论文一、引言7月25日法航一车“协和”客机从巴黎戴高乐机场起飞两分钟后即坠毁，造成机上乘客和机组人员全部罹难，这起惨重的空难事故再次告诫我们对飞机结构损伤源及其后果的分析检测是多么重要。
现行适航性条例明确规定对新、老飞机必须按损伤害限原理进行设计和评估，保证在飞机整个使用寿命期内，一旦发生疲劳、腐蚀或意外损伤时，在损伤被检出前，结构仍能承受规定的载荷而不出现损坏或过度的结构变形．及时地以高概率进行损伤检测是确保结构损伤容限特性的一个关键要素，与此相应的损伤评定和损伤检查则是民用飞机合格审定和连续适航的一个重要内容．本文简要介绍民用飞机结构的主要损伤源和对各损伤源造成的损伤的检查要求，旨在引起有关人员的进一步研究和探讨。
二、结构损伤分析及其检测1、主要损伤的来源、性质和检查要求结构损伤从初始型式看可分为两大类：一类是明显的大面积损伤，由离散源引起；另一类是不易发觉的较小损伤，由环境恶化、意外事故或疲劳引起。
下面分别简述这些损伤型式。
（1）离散源损伤离散源损伤，如大鸟憧击或发动机或飞机零件飞出引起的结构损伤，是明显损伤．对此类损伤。
没有专门的检查大纲，但适航条例规定，必须证明一旦发生这类损伤，飞机应能安全地完成该次飞行。
故需对受损结构的剩余飞行中预期发生的合理载荷下的剩余强度进行分析和试验验证。
适航条例对新设计飞机所规定的离散源假设如下：●在最高至2450米的各种高度上，以可能的各种飞行速度下，1.8公斤重的鸟撞击飞机的任何部位（在海平面，直到Vc的各种速度下，3.6公斤鸟撞击尾翼．1.8公斤鸟撞击机翼）;●风扇叶片的非包容性撞击;●发动机的非包容性破坏（涡轮转盘的 1/3破坏）;●高能旋转机械的非包容性破坏。
（2）环境损伤环境损伤是指因有害环境造成的结构损伤，它包含两种损伤型式腐蚀和应力腐蚀。
腐蚀可能与时间和（或）使用有关，例如起源于表面防护破坏或老化的损伤很可能随日历时间的增加而加剧．也可能与时间和（或）使用无关，如厨房渗漏造成的腐蚀是一随机发生的离散事件。
面向CPCP要求的民机结构腐蚀控制方法研究
（ ）０ ２年 ５月 华 航 Ｃ ６ １班 机在 澎湖 ３ ２０ １１
腐蚀相关的飞机修理一直 占据航空公司维护
成本 的绝大部分 ， 世界各航空公司每年要支
外海失事 ， 造成 ２ ５人死亡。据 飞安会调查 ２ 人员检查发现 ， 失事飞机没有按 照规定 时间
】 ９
执行腐 蚀 防护与控 制 大纲 （ Ｐ Ｐ 检 查 。 ＣＣ ）
中， 而且 要求 对 一 级 以上 的腐 蚀 应 向制 造 厂 和 民航 安全 主管 部 门报告 ， 进一 步 加 强 了 对 飞机结 构腐蚀 的控 制和 防护 。
２ ２ ＣＰ Ｐ要求 ． Ｃ
飞机结构腐蚀 ， 不仅造成 飞机运行成本 大大 提高 ， 而且 会 引 发灾 难 性 事 故 。深 入 研
大大 加速 飞 机 结 构 的 提 前 失 效 。 因此 ， 腐蚀 问题 不仅 涉 及 经 济性 问题 ， 还严 重 危 害 飞 机 的 飞行安 全 。根 据美 国空 军后 勤 中心 （ Ｌ Ａ Ｃ）
对２ ０多种 飞机 的调查 报告 表 明 ： 腐蚀 导 致 的
机结构为 了达到商 陛能、 长寿命和高可靠性 ， 采用 了一 切 先进 的结 构 技 术 ， 以保 证 飞机 结
性 、 响因素 等方面进行 了初 步的分析 ， 影 并对 民机防腐设计方法进行 了初步的应用研究。 关键 词 ： 民机结构设计 ； 腐蚀控制方法 ； Ｃ一 ＭＳ ３
１ 腐 蚀 的 必然 性 和 危 害
１ １ 腐蚀 的必 然 性 ．
付几十亿美元腐蚀修理费用。国际航空协会 早在 １ ８ ９ ３年统 计报 告 表 明 ： 机每 飞行 小 时 飞 对 应 的腐 蚀 修理 支 出 费用 就 已经 达 到 １ ０到
决定了 Ｃ Ｃ Ｐ Ｐ要求 的合理 性和 有效性 。 同时 ， 民航 总 局 颁 发 的 Ａ １ １ ５ 航 空 Ｃ ２－ 《 ６
某型飞机结构腐蚀失效分析
摘 要
阐述 了某 型飞机 服役环境及结构 腐蚀失 效原 因。指 出了海军 飞机 特别 是离 海岸 近 的飞 机易发 生
腐蚀 的根本 原因是大气 污染 及结构表面长 时间处 于湿润状 态 。分 析 了材 料厚 度与 剥蚀 之 间 的关 系，涂层 质量
对结构 表 面抗腐蚀能力 的影响 以及飞行强 度对 飞机结构 日历寿命 的影响 。 关键词 腐蚀失效 ；服役 环境 ；军用 飞机结构
一
该机 场 的大 气 污染 状 况 也 较 为 严 重 ，特 别 是 冬 天 的 燃 煤 烟 尘 及 二 氧 化 硫 。 由 于 机 场 就 在 海
边 ，海水拍 打海 岸 飞溅 到空 中的氯离 子含 量高 。 表４ 是大气沉降物中 主要腐蚀性介质 含量。由表 ４可 以看出 ，机 场所 在地 的硫化 氢含量高 ，氯离
维普资讯
・
１ ・ ２
飞 机 设 计 第 ３期 ２ ０ ０ ２年 ９月
某 型 飞机 结 构 腐 蚀 失效 分 析
陈跃 良 于继真
ｆ ．海军航空工 程学 院青 岛分院 ，青岛 ，２ ６４ ） １ ６ ０ １
（ ． １２ ２９ ４ ３部 队 ）
区域 的 ３倍 。从飞机 结构腐 蚀情况 及文献 ［ ］ １
的结果看 ，机场的腐蚀环境是 十分恶劣 的。
表 ４ 主要大气 污染成分
注 ： 以上 数 据 为 Ｉａ平 均 值 ，带 号为 Ｉ 一城 的 另 一海 岸 。 Ｉ ９ ９ ０—１ ９ ９ ４年 平 均 值 ｏ
１２ 环 境 特点 分 析 ． １２ １ 水 膜作 用 时 间 ．．
年平均气温 （Ｃ） ｏ 年最高气温 （ ） ℃ 年最低气温 （ ℃）
。 ＝ ＆ ３ ６ ８
结构使用寿命评定的功能失效概率控制方法
中 图 分 类 号 ：ｖ ２５． １ ５
文 献 标 识 码 ：Ａ
飞机结构 的使用寿命 一般取决 于其疲劳／ 耐 久性关键件的使用 寿命 ． 目前 常 用 的 飞 机 结 构 使
用寿命评定方法有 ： 对不 可检修 的结 构采用 的控
制 疲 劳破 坏 概 率 的 安 全 寿 命 方 法 和 针 对 可 修 复 结 构 经 济 寿 命 评 定 的 耐 久 性 方 法 ． 久 性 分 析 的 基 耐 本 思 路 就 是 通 过 分 析 计 算 出 指 定 使 用 时 间 （ 飞 行小 时 ） 关 键 件 细 节 群 各 应 力 区 的 裂 纹 超 越 概 下 率 Ｐ ｉ１ ， 而 确 定 结 构 细 节 群 的平 均裂 纹 超 越 （ ，） 进 数 和具 有 可 靠 度 的 裂 纹 超 越 数 （ 伤 度 ）依 据 不 损 ， 同 时 间关 键 件 结 构 损 伤 度 评 估 结 果 预 测 给 定 允 许
率． 全机所有关键件 有一个功能 失效 即认 为该机 功能失效 ， 此事件的概率就是单机功 能失效 概率．
一
头耳 片和平尾 大轴等 ， 它们 的应 力区 中的细节 数 较少 ， 特别是对经济 寿命起关键 影响 的高应力 区
中 的 细节 数 往 往 仅 为 ２～４ 对 于 小 细 节 群 结 构 ， ．
ｒ，￣ ｄａ ｌ ｆ
Ｖ Ｉ２ ０ ８
２０ ０２
ｏ ｌ
第 ２卷 第 １ ８ 期
结构 使 用 寿命 评 定 的功 能 失 效 概 率 控 制 方 法
刘 小 冬
摘
刘 文 埏
（ 北京 航空航 天大学 飞行器设计 与应用 力学 系）
要 ：提 出 了 结构 关 犍 件 功 能 失 效 概 率 、 单机 功 能 失 效概 率 和 机 群 功 能
民用飞机腐蚀防护与控制技术_
科技成果推介药口、药量指示装置、增压泵、过滤器和喷头等。
在 驾驶舱装有实时监控器，其上装有流量计、控制开关 和短路器等。
该飞机的外挂吊舱可以装载液体农药 性能的影响，筛选最佳的民用飞机腐蚀修理的工艺参 数，并将此结果用于实际生产中，改善民用飞机腐蚀 修理的质量，降低飞机结构的腐蚀等级，提高飞机安 全飞行的可靠性。
本项目围绕飞机结构腐蚀修理中遇 到的质量问题，研究影响结构腐蚀修理质量的因素， 并利用数据库进行统计分析，建立飞机结构防腐与控 制的方案，降低腐蚀等级和二级以上腐蚀出现的频 度，减少飞机的运行成本。
升，可喷洒农药约公顷。
设备很容易分解下来，此时，飞机可以用于其他目的。
农药喷洒设备包括吊舱设备及 装在驾驶舱副驾驶员前方。
型飞机上安装的 喷头，监控器安项目单位：哈尔滨飞机工业集团 联系电话：（）项目单位：南京航空航天大学 联 系 人：任 仁联系电话：（ ） 人：何建平联 系 型播撒飞机支线客机———“新舟”型播撒飞机用于播撒树种、草籽或颗粒状农药，需要安装播撒专用设备。
整套设备包括：料 箱、料箱门盒、料门操纵系统、播撒器、料位指示 系统，分别装在机舱内部和挂在机身下面，能较方 便地拆卸。
播撒专用设备拆卸后，飞机仍能执行客 货运输任务。
正常播撒时，打开料门，种粒在自重 及气流的作用下，全部进入播撒器中，播撒器里面 设有几道隔板，种粒在气流的作用下，沿其扩散角 飞播出去。
“新舟”飞机是新一代支线客机，是我国首次严格按照国际现行标准和我国最新适航要求进行设计、生 产、试飞验证的飞机，具有良好的安全性、舒适性、经济 性和可维护性。
“新舟 ”飞机在机体结构和内装饰设计 上达到了当代世界同类支线飞机的先进水平。
项目单位：西安飞机工业（集团）有限责任公司联系电话：（ 人：段宝亮） 联 系 项目单位：哈尔滨飞机工业集团 联系电话：（）联 系 人：任 仁成飞工程软件开发成飞工程是国家 计划自动化领域现代集）项目。
军用飞机结构腐蚀情况及修理与防护王宝民王影喻于欣赵建斌
军用飞机结构腐蚀情况及修理与防护王宝民王影喻于欣赵建斌发布时间：2021-10-14T13:06:19.287Z 来源：《基层建设》2021年第16期作者：王宝民王影喻于欣赵建斌[导读] 随着军用飞机任务范围的不断扩大，在执行任务中机体结构出现腐蚀的情况也在不断增加航空工业哈飞黑龙江省哈尔滨市 150066摘要：随着军用飞机任务范围的不断扩大，在执行任务中机体结构出现腐蚀的情况也在不断增加。
下文首先介绍当前军用飞机的腐蚀现状，然后从腐蚀结构的检测，维护，控制管理等几个方面论述如何做好飞机腐蚀结构的处理工作。
关键词：军用飞机；结构腐蚀；修理与防护引言；军用飞机因为在执行任务中往往需要穿越不同的自然环境，因此在腐蚀速度上往往快于一般民用飞机。
只有做好飞机结构腐蚀的维护处理工作，才能够保证飞机出行任务的顺利完成，降低人员伤亡，提高我国的综合军事实力。
1 我国当前军用飞机结构腐蚀现状飞机结构腐蚀就是机体长期处于一定环境中，与空气中的其他元素发生化学发硬所积累的损伤以及破坏，随着使用时间的增长这种现象越发明显。
军用飞机在长期的出勤任务中普遍存在腐蚀问题，并且对于飞机机体本身的有效运行影响很大。
以海军飞机为例，常常需要在沿海，沿湖以及多雨潮湿的天气中执行任务，部分重要构件的表面防腐涂层逐渐脱落，在局部地方一旦发生腐蚀现象之后将会逐步蔓延到整个机体的部分，如果工作人员能够及时发现并且处理这种问题很有可能会影响到其他结构的正常运行。
飞机结构腐蚀问题较为复杂，不仅受到外部自然环境的随机性影响，同时日常的养护管理方式也会对腐蚀起到一定的影响。
具体而言军用飞机腐蚀主要分为如下几种类型。
最为常见的腐蚀现象为均匀腐蚀，该种类型的腐蚀一般能够直接被直接发现，并且易于修理，常常是以金属表皮脱落现象为主，腐蚀现象在外部表面均匀分布，直到将表层结构全部破坏。
电化腐蚀发生频次最多，该腐蚀发生的前提条件需要外部具备性质活泼的电解液，不同金属在该媒介中会出现电化连接现象从而引起腐蚀。
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收稿日期: 1995-05-15第一作者 男 55岁 教授 100083 北京 参加本研究工作的还有沈阳飞机研究所的姜 军、刘树元同志
1996年 6月第22卷第3期 北京航空航天大学学报JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics June 1996Vol.22 No.3
腐蚀条件下飞机结构使用寿命的评定与监控
刘文(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)李玉海 贾国荣(沈阳飞机研究所)
摘 要 本文提出了一种对腐蚀条件下飞机结构使用寿命进行评定和监控的方法.该方法以室温大气环境下的寿命评定结论为基础,考虑地面停放预腐蚀和空中环境中腐蚀疲劳的影响而对使用寿命进行修正.并针对歼击机的使用特点而进行工程简化,简化方案已在两种歼击机的关键部位中实施.
关键词 环境;腐蚀;腐蚀疲劳;使用寿命分类号 V216.5
使用寿命(及首翻期)是飞机结构在重要技术指标,它对保证飞机战略出勤率和可靠性具有重要意义.十几年来,我国投入大量人力和经费,对主要现役飞机型号开展了可靠性定寿工作,给出了一般环境下飞机结构的使用寿命(及首翻期).但是,不少飞机使用的机场环境比较恶劣,有的飞机在飞行中还受到一定的腐蚀环境的作用,腐蚀条件对飞机使用寿命的影响不可低估.为保证这些飞机的使用安全和适时维修,必须建立腐蚀条件下飞机结构使用寿命(及首翻期)的评定与监控方法.这项工作无疑具有十分重要的工程实用价值.由于通过飞机结构全尺寸腐蚀与腐蚀疲劳试验,评定腐蚀条件下飞机结构的使用寿命在工程上难以实现.所以国内外均拟采用引入腐蚀条件对寿命的影响,修正一般环境下的使用寿命,关于腐蚀对寿命的影响,国内外开展了一定的研究,文献[1]中介绍了其中有代表性的工作.但至今尚未见到关于腐蚀条件下飞机结构使用寿命评定与监控方法的报道.本文的主要目的是,建立在指定的使用环境(地面环境与空中环境)下,飞机结构使用寿命(及首翻期)的评定方法;建立每架飞机在其实际使用情况下,何时达到首翻期及使用寿命的监控方法;并考虑工程实施的可行性,结合歼击机空中弱环境的特点进行工程简化.
1 解决本问题的主要途径1)以一般环境(室温、大气)下使用寿命(及首翻期)定寿结论为基础,引入腐蚀影响系数,将腐蚀条件下的飞行小时数等损伤地折算为当量的一般环境飞行小时数.而以其达到一般环境下使用寿命(及首翻期)作为评定和监控腐蚀条件下使用寿命(及首翻期)的准则.2)在严格确定腐蚀影响系数试验方法的基础上,对空中环境介质内各种成分的影响采用了分离化的处理方法.3)针对歼击机空中环境为弱腐蚀环境的特点,对腐蚀影响系数的确定进行工程简化,建立以考虑地面环境影响为主的腐蚀条件下使用寿命(及首翻期)评定与监控的实施方案.
2 腐蚀条件下的使用寿命2.1 腐蚀条件下飞行小时数的折算以N表示飞行小时数,以t表示地面停放时间.引入腐蚀影响系数m,它综合反映了地面停放使结构疲劳品质下降和飞行中空中环境腐蚀疲劳使疲劳损伤加剧,对疲劳寿命的影响.由于构件疲劳品质不同时m值会发生变化,因此m是地面停放时间t的函数,应写作m(t).若飞机在给定时间间隔$tj=tj-tj-1中飞行了$Nj个飞行小时,则与$Nj损伤相当的当量一般环境飞行小时数为
$N*
j=$Nj/∫tjtj-1m(t)dt$tj(1)
若$tj取得较短(如1年),可认为其中m(t)变化较小,于是可将(1)式简化为$N*
j=$Nj/mj(2)
式中mj=m(tj)2.2 使用寿命的评定与监控1)如第1节的(1)中所述,若一般环境下的使用寿命(及首翻期)为N*c(及N*1),则当
∑n
j=1$N*j=N*c(及N*1)(3)
时,腐蚀条件下结构达到其使用寿命(及首翻期),其值为Nc(及N1)=∑n
j=1$Nj(4)
2)在m(t)曲线已知的前提下,对腐蚀条件下使用的每架飞机,逐年统计其飞行小时数$Nj,由(1)式或(2)式算出对应的$N*j,并逐年累加,当其总和达到或接近N*1时安排首翻;当
达到或接近N*c时,使用寿命终止.这就是腐蚀条件下使用寿命(及首翻期)的监控方法.3)在对某种型号飞机结构进行腐蚀条件下的使用寿命(及首翻期)评定时,通常根据使用要求及实际使用情况给出年均飞行小时数,此时$Nj为常数,即有$Nj=$N.由(1)式或(2)式(令$Nj=$N)计算$N*j,累加至(3)式得到满足以确定n值(nc及n1),于是使用寿命(及首翻期)则为nc$N(及n1$N).2.3 系数m(t)的确定方法1)严格确定m(t)的试验方法m(t)可用结构关键部位模拟件的疲劳试验确定.用N0
表示模拟件在使用载荷谱下一般环
境疲劳试验所得的中值寿命,而用N′j表示在地面环境下暴露时间tj后,实施空中飞行的载荷/环境谱下的腐蚀疲劳试验所得的中值寿命,则应有mj=N′j/N0(5) 为建立m(t)曲线,必须取若干组(q组)模拟件在地面环境下分别暴露不同的时间tj(j=1,2,…,q),或在加速的地面环境谱下腐蚀到相当于地面环境下暴露tj时间,然后进行空中环境下的谱载试验.同时进行一组模拟件在使用载荷谱和一般环境下的疲劳试验.在取得q个N′j数据和N0后,可由(5)式算出mj,并由q组(mj,tj)数据拟合出m(t)曲线.
260北京航空航天大学学报第22卷 2)空中环境腐蚀疲劳影响的分离化处理实现实际空中环境下的谱载试验十分困难,因此采用上述严格方法确定m(t),在工程上难以实施.同时考虑到当空中环境介质成分的百分比变化时,能够采用同样的腐蚀疲劳基本试验数据,故在确定m(t)时,对空中腐蚀环境包含的各种介质成分采用分离化处理方法.如果空中环境包含i=0,1,…,p共p+1种介质成分,i=0表示干燥空气,每种成分所占的百分比为yi.引入地面停放tj时间后,空中单一介质成分下的腐蚀疲劳影响系数为Nij=Nij/N0(6)
式中,Nij为结构关键部位经地面停放tj后在空中单一介质成分(i)和使用载荷谱下腐蚀疲劳的中值寿命.于是有
mj=∑pi=0Nijyi(7) 要确定与指定停放时间tj和空中介质成分i相对应的Nij,关键在于得到Nij.确定Nij有两种方法.¹选定材料试件经加速地面环境预腐蚀处理到相当于地面停放tj,测定单一空中介质成分(i)下的S～N曲线,由Miner理论计算使用载荷谱下的寿命Nij.
图1 Ni(t)曲线º直接采用一组关键部位模拟件,经加速地面环境预腐蚀到相当于地面停放tj,然后在单一空中介质成分(i)下进行使用载荷谱的腐蚀疲劳试验,测定中值寿命Nij.第¹种方法通用性强,但需要有充分的数据积累,而这一点恰是目前国内外十分缺乏的.因此,采用第º种方法,虽然只通用于特定结构关键部位与指定的载荷谱,因而通用性差,但相对第¹种方法,试验工作量要小得多.显然,Nij与空中介质成分及地面停放时间有关,它可用图1所示的一族曲线描述.每条Ni(t)曲线均需由若干组(Nij,tj)数据拟合而得到.
3 针对歼击机的工程简化3.1 歼击机使用情况的特点1)对歼击机机体结构而言,造成疲劳损伤的主要载荷发生在飞行之中,而歼击机飞行的大部分时间处于高空.高空环境温度很低,湿度较小,SO2等酸性介质和盐分的含量均较少,因而属于弱腐蚀环境.即使考虑关键部位的局部环境,其腐蚀影响也相对较弱.2)飞行时间与地面停放时间相比很小.特别是对我国歼击机而言,飞行时间与地面停放时间的比值通常不到1%.根据上术情况,在考虑腐蚀环境对歼击机结构使用寿命的影响时,有如下两个特点:¹地面停放腐蚀的影响占主导地位,空中腐蚀疲劳的影响相对较小.º不必深究空中环境与载荷的搭配关系,空中环境在全部载荷谱施加过程中可以认为是不变的.
261 第3期刘文等:腐蚀条件下飞机结构使用寿命的评定与监控3.2 空中弱腐蚀环境下的简化方法当空中环境介质内各种成分的腐蚀影响均较弱时,可以认为各种介质成分(i)对应的Ni
(t)曲线变化趋势大体一致.于是可将Ni(t)曲线近似用下式描述
Nij=kif(tj)(8)对空中干燥空气成分(i=0),取k0=1.将(6)式改写为
Nij=NijN0jN0j
N0
=kijCj(9)
式中,N0j为地面停放tj后在空中干燥空气环境下的疲劳寿命.Nij、N0j与N0在图1中给出.当(8)式成立时kij=kif(tj)/k0f(tj)=ki
于是有Nij=kiCj(10)
上式也可由如下方法导出Nij=NijNi0Ni0
N0
=Cijki(11)
当(8)式成立时Cij=kif(tj)/kif(0)=Cj
同样可得(10)式.
(10)式表明,在空中弱环境下,地面停放腐蚀与空中环境腐蚀疲劳对寿命的影响可以分离.这就使确定腐蚀影响系数的试验工作大为简化.将(10)式代入(7)式,在空中弱环境下
mj=Cj∑pi=0kiyi(12)(2)式则变为$N*
j=$NjCj∑pi=0kiyi(13)
3.3 Cj与ki的测定1)Cj的测定由(9)式可知Cj=N0j/N0(14) N0为干燥空气(一般环境)中结构关键部位在使用载荷谱下的中值寿命.可由材料的S～N曲线用Miner理论算出,或由模拟件在一般环境与使用载荷谱下的成组疲劳试验测定.N0j为地面停放tj后,结构关键部位在一般环境和使用载荷谱下的中值寿命.在有相当于地面停放tj后材料试件的S～N曲线时,可用Miner理论算出.在无上述S～N曲线时,可直接用模拟件经相当于地面停放tj的加速预腐蚀后,进行一般环境与使用载荷谱下的成组疲劳试验测定.在测定出若干与tj对应的Cj后,即可拟合出C(t)曲线.2)ki的测定
262北京航空航天大学学报第22卷