Re: [問題] 短程客機是否“相對”容易金屬疲勞

[forkind (Liebe als immer)]

原文恕刪。

小弟對於飛機疲勞分析，略懂皮毛，故藉此標題，分享實務上如何利用商用軟體進行疲
勞分析。因為複合材料的疲勞分析相當困難，力有不逮，所以本篇將著重於金屬材料的
部份。若有錯誤，還請板上各位先進指教。

1.材料：商用軟體通常已內建各式常見材料資料庫，包含晶粒方向及溫度氣候等等，故
使用者僅需從中選擇相對應之材料，各式材料參數就會自動匯入。比較值得注意的是，
當欲選用之材料或晶粒方向不在資料庫中時，此時應依保守方式分析，例如以一般來說
較弱的ST方向加上高濕度環境代替原先所選之LT方向，如此將會使得分析結果偏向保守
，較為安全。

2.幾何：商用軟體也會內建各種常見的幾何模型，如corner、edge、surface 等crack，
使用者須輸入長、寬、高、厚度、孔徑等參數供後續裂紋成長計算，而其模型的計算方
式大多根據有限元素分析結果而來。但這些模型與真實飛機結構來比都相對簡化不少，
所以常會遇到找不到相對應的模型可供應用的窘境。此時使用者須利用經驗，將裂紋成
長過程拆開成各種不同stage，從每一個stage去找到模型中最相符的那個，再將各stage
壽命相加。由於裂紋成長為一連續性之行為，將其離散拆成各段相加是否準確，是一個
值得注意的地方，故實務上須以保守方式估計，例如輸入比真實尺寸小之數值，或減少
與edge之距離，以確保分析結果偏向保守。

3.負載：負載可謂疲勞分析中影響壽命最關鍵的部份，於材料或幾何中「省」下來的安
全裕度，很可能於負載中輕易的被「吃掉」。在分析前，我們所有的武器是負載譜，而
這些負載譜的計算則是各航太廠家的機密，簡單的講，他們會選出各種機率下於飛行包
絡線中最具代表性的點。負載譜的型態很多，以下舉其中一種並將每千次flight cycle
拆成四個part為例。

                                    Smax        Smin        Cycle
900(發生機率為900/1000)             xxx         xxx          xxx
90(發生機率為90/1000)               xxx         xxx          xxx
9(發生機率為9/1000)                 xxx         xxx          xxx
1(發生機率為1/1000)                 xxx         xxx          xxx

900+90+9+1=1000

單次來說，其中發生機率越大的，對飛機損害會越少（Smax與Smin越小）；發生機率越
小的，對飛機損害會越大（Smax與Smin越大）。而每一個part裡會有不等行數的數值代
表各代表點之應力及cycle數。在了解負載譜後，開始進入負載分析部份。依據之前所
選用的幾何，模型將會定義可輸入之外力種類，可有axial、shear、bending等單一外
力或combined型態。此外，因為我們有的只是負載譜，我們需要建立一條適當的
stress-load equation來模擬欲分析部份之真實受力情形，而該方程式的建立可謂關鍵
中的關鍵。一般來說，我們可以將疲勞分析視為應力計算的一種特例，例如在某處的應
力計算一般case下是以應力=P/A+M*y/I 的axial+ bending的combined型計算，我們在
此處也必須將前述的負載譜利用相同的公式或不完全相同但equivalent的計算方式套入
。由於結構可能同時遭受各方向的力，如何選用具代表之外力，及如何分配axial與
bending的ratio則是最考驗使用者功力的部份。而所謂一般case，是指limit load情況
下的正常case（飛機設計通常會要求達到ultimate load=1.5*limit load）。那何又謂
正常case，此時需回到我們正在進行疲勞分析的思維（非應力分析）。在應力分析中，
我們需要分析「所有」可能的破壞模式；但在疲勞分析，我們面對的長期反覆循環的所
造成的破壞，故我們不應該將特別情形如鳥擊，引擊葉片飛出等列入疲勞分析，因為就
算發生該項情形，它也不會是一個長久的狀態，因為我們會根據法規於該次或限定次數
內完成修復。而這將會影響軟體內limit stress的threshold設定，使得我們不會因為
選擇特別case，而低估壽命。最後，再選擇軟體內建的各種疲勞分析公式進行計算，可
以得到結構的初始壽命。

4.審視結果：此時，使用者必須再依照法規或廠家spec，選擇適當的scatter factor
(安全係數)，來check最後的結果是否符合所需。scatter factor的訂立是根據後勤單位
檢修的能力所定，例如當此處的裂紋成長較慢（有較多次檢查機會，故有較高機率發現
裂紋）且又容易進手（容易維護及使用較便宜的檢查方式）時，其scatter factor會訂
得較低（結構壽命將會較高)。最後，會計算出兩個壽命，一個為飛機自發現可檢查裂
紋至破壞之壽命；另一個為總壽命。第一種壽命是確保飛機在破壞前有足夠機會能發現
裂紋（或者說以此規範強迫飛機設計成slow propagation)，但實務上很多時候，飛機
破壞時甚至未達該檢查裂紋，此時需要注意總壽命是否夠長，確保於飛機設計服役
cycle數屆滿前，其不會破壞。但有些飛機廠家不喜歡這樣的方式，因為飛機設計服役
cycle數達到後，有些航空公司還想繼續飛，此時將額外花費檢修成本來確保飛安，對
他們來說選擇該飛機cp值會降低。

5.一些眉角：例如一開始如何選擇分析部位？搭接點或rivet處之應力分配？如何降低
分析流程，選擇相似但最critical的部位分析？當有多種load path，其對應的
scatter factor皆不同時，如何完整考慮所有可能？很多眉眉角角須要考慮，故是一個
很吃使用者力學背景及分析經驗的工作。


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◆ From: 220.133.121.106
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推 summerleaves:快推  不然人家以為我們看不懂 XD
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推 manieliu:推，但真的看不懂
推 hatey:請問原po 這些分析是用ANSYS嗎？
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→ forkind:回h大,小弟不會ANSYS,但知道現在很多有限元素軟體可以外
→ forkind:掛疲勞分析的模組
※ 編輯: forkind         來自: 220.133.121.106      (03/17 21:06)
→ kxz:除了ANSYS以外其實還蠻多好工具的..(淚
推 amethystboy:好專業！
→ crazybb:複材跟傳統金屬材最大的差別
→ crazybb:還是在於受到設計規範以外受力時的反應吧
→ crazybb:金屬材或許是變形，但是會維持變形後的形狀繼續撐
→ crazybb:複材超過的話就直接啪嘰斷掉給你看