CN104034576B - 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其包括下列步骤:(1)确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并确定材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；(2)再确定结构裂纹尖端的应力强度因子；(3)对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算，并进行分段处理；(4)根据分段情况，对载荷谱中低于疲劳裂纹扩展门槛值的应力循环进行删除，形成各段裂纹长度对应的载荷谱，最终应用于裂纹扩展试验。本发明确定含裂纹结构的裂尖应力强度因了值，结合材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；对裂纹扩展试验用载荷谱进行分段简化，形成了一系列简化的载荷谱，可直接用于飞机结构裂纹扩展试验，方法简单易行，且能有效缩短试验周期。

Description

一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法

技术领域

本发明属于飞机载荷谱加载技术，涉及一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法。

背景技术

国内航空界蓬勃发展，越来越多的民/军机需要进行疲劳/裂纹扩展试验，而试验周期一般都比较长，严重制约了飞机的研制时间，同时对人力、财力也是一种浪费。

一直以来，通过简化载荷谱来缩短试验周期的思路被延续着，在此基础上，形成了低载截除、高载截取技术、简化为常幅谱等。其中低载截除技术的思想就是对于载荷谱中对裂纹扩展没有做出贡献的载荷级进行截除，从而减小一块载荷谱中的载荷级数以达到减少试验时间的目的。其中一项截除标准就是裂纹扩展门槛值ΔK_th，其与裂纹尖端应力强度因子相关。

正是基于裂纹尖端应力强度因子在裂纹扩展寿命计算中的重要地位，国内外对其的研究已经很深入，并形成了成熟的技术，如有限元素法(用的比较多)、工程法及试验方法。这些方法可以直接用来计算裂尖应力强度因子，从而用于裂纹扩展寿命的计算。

对于一般航空金属材料，其裂纹扩展寿命曲线分为三个部分：裂纹萌生阶段、裂纹扩展阶段、快速扩展阶段，这是已被航空界所接受的理论。然而在现有技术航空疲劳/裂纹扩展试验中，由于航空金属材料裂纹扩展的复杂性，使得疲劳试验周期一般都比较长，严重制约了飞机的研制时间，增加了研制成本。

发明内容

本发明的目的：通过对试验用载荷谱进行分段处理，提供一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，有效缩短了裂纹扩展试验周期。

本发明的技术方案：一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，先确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并确定材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；再确定结构裂纹尖端的应力强度因子；然后对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算，并进行分段处理，对裂纹扩展的分段处理时，借鉴同类材料及结构的裂纹扩展曲线；最后根据分段情况，对载荷谱中低于疲劳裂纹扩展门槛值的应力循环进行删除，形成各段裂纹长度对应的载荷谱。

所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其具体过程如下：步骤1：确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并针对不同的材料，根据试片试验测得疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；

步骤2：确定结构裂纹尖端的应力强度因子

其中，应力强度因子的通常函数表达式如下：

K＝f(β，σ，a)

式中：

σ—加载应力；

a—为半裂纹长度；

β—构型参数，与结构构型参数、裂纹长度有关；

其中，构型参数β根据具体结构查应力强度因子手册求得，从而求得应力强度因子或者采用有限元方法间接求得应力强度因子；

步骤3：对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算；

步骤4：对裂纹长度进行分段处理，裂纹长度的划分与后续试验的精度关系对应，对裂纹扩展的分段处理时，借鉴同类材料及结构的裂纹扩展曲线，裂纹萌生阶段及稳态扩展阶段，多分段；而对裂纹快速扩展阶段，分成一段；

步骤5：对载荷谱进行截除，形成一系列新的载荷谱

根据步骤4中的分段情况，并结合步骤2中的应力强度因子计算公式，计算每段裂纹长度下对应的最大应力强度因子值，采用疲劳裂纹扩展门槛值对载荷谱中的应力值进行截除，最终形成一系列试验用载荷谱。

裂纹扩展试验过程中，根据实际裂纹扩展的长度选取不同的载荷谱进行加载。

裂纹扩展试验中，临界裂纹长度的确定有净截面屈服方法、断裂韧性判据、R曲线判据及COD判据，选择其中的一种或者几种估算得到对具体结构的临界裂纹长度a_c。

所述应力强度因子的函数表达式为

分段的方法根据截除载荷的标准而定，先确定截除的载荷大小σ，然后通过公式(5)计算相应的半裂纹长度a，那么对应a时，删除载荷谱谱中所有小于σ的应力值从而简化试验载荷谱，达到缩短试验时间的目的，

${\mathrm{\ΔK}}_{th}=\mathrm{\σ}\sqrt{\mathrm{\π}a\·\sec \frac{\mathrm{\π}a}{w}}---\left(5\right)$

其中，ΔK_th为疲劳裂纹扩展门槛值，w为板宽。

本发明的有益效果：本发明飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法通过分段处理简化试验用载荷谱，能达到缩短试验周期的效果，其处理过程简单，可操作性强，有效性强并方法简单易行，非常适用于飞机结构(金属)的裂纹扩展试验，具有较大的工程应用价值。

附图说明

图1是本发明一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法—典型裂纹扩展曲线的分段处理关系图；

图2是本发明一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法的流程图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：

请参阅图1，其是本发明飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法—典型裂纹扩展曲线的分段处理关系图。本发明飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法的主要特征参数包括裂纹扩展门槛值ΔK_th、裂尖应力强度因子K、半裂纹长度a、载荷谱。

在整个裂纹扩展过程中，基于低载截除思想并结合DK_th、K及a对载荷谱进行分段截除，由图1可以看出，每个阶段加载的载荷谱是不同的。

请参阅图2，其是本发明飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法的流程图，本发明的具体流程步骤为：

步骤1：确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并确定材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；

具体实施方式中，针对不同的材料，可根据小试片试验测得疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th，对于常用材料，可通过查1993年科学出版社出版的《应力强度因子手册》得到,而对于新兴材料，则需要通过小试片试验测得。

步骤2：确定结构裂纹尖端的应力强度因子；

对含裂纹结构裂纹尖端应力强度因子的求解是本文中至关重要的一步，其直接影响了后续试验的精度和误差。应力强度因子的通常函数表达式如公式(1)，而典型结构的应力强度因子表达式为公式(2)：

K＝f(β，σ，a)(1)

$K=\mathrm{\β}\sqrt{\mathrm{\π}a}---\left(2\right)$

式中：

σ—加载应力；

a—为半裂纹长度；

β—与结构构型参数、裂纹长度有关的参数，简称构型参数；

需要指出的是，其中构型参数β的确定是重中之重，通常的方法是根据具体结构查《应力强度因子手册》得到；而对于手册中没有的或者是结构形式比较复杂的，通常会采用有限元方法进行解决，有限元方法往往采用间接法求得应力强度因子，如计算J积分、裂尖开张位移量等。对于具体的问题需要进行具体分析。例如，对于含中心孔孔边开裂的有限宽板而言，其构型因子β的表达式为公式(3)；而对于典型机身壁板结构，若其框开裂，构型因子β的表达式为公式(4)；而对于复杂结构，如翼身接头而言，若其表面出现裂纹，其应力强度因子则需要通过有限元软件计算得到，如Abaqus中的J积分得到。

$\mathrm{\β}=\sqrt{\sec \frac{\mathrm{\π}a}{w}}---\left(3\right)$

β＝β₁β₂β₃… (4)

式中：

w—板宽；

β₁、β₂、β₃—为与结构有关的参数，详细可参考《结构耐久性损伤容限设计手册》；

通过步骤2求出的裂尖应力强度因子K值是为了与疲劳裂纹扩展门槛值进行比较，而由于K值是与裂纹长度有关的，故此处的K是动态的。

步骤3：对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算：

对于一般金属结构而言，裂纹扩展试验中，临界裂纹长度的确定有净截面屈服方法、断裂韧性判据、R曲线判据及COD判据等，可以选择其中的一种或者几种估算得到对具体结构的临界裂纹长度a_c。

步骤4：对裂纹长度进行分段处理，裂纹长度的划分与后续试验的精度关系比较密切。因此，对裂纹扩展的分段处理时，应该借鉴同类材料及结构的裂纹扩展曲线(a-N曲线)；此处采用的原则是：

a)裂纹萌生阶段及稳态扩展阶段，多分段；

b)快速扩展阶段，分成一段；

具体分段数根据实际结构而定，分段越多，裂纹扩展过程中节省的时间越少，但是，载荷谱调用的时间会偏多，应该予以权衡。此处以含中心孔孔边开裂的有限宽板为例进行简要说明。结合公式(2)和公式(3)，并带入疲劳裂纹扩展门槛值，可以得到公式(5)，可以看出，公式(5)的、板宽w和疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th均为常数，则半裂纹长度a与截除的应力值σ成反比，可以得到重要结论：分段越多，截除的小载荷也就越多。

分段的方法可以根据截除载荷的标准而定，如先确定截除的载荷大小，即σ，然后通过公式(5)计算相应的半裂纹长度a，那么对应a时，载荷谱谱中所有小于σ的应力值即可被删除，这样就简化试验载荷谱，从而达到缩短试验时间的目的。

${\mathrm{\ΔK}}_{th}=\mathrm{\σ}\sqrt{\mathrm{\π}a\·\sec \frac{\mathrm{\π}a}{w}}---\left(5\right)$

步骤5：对载荷谱进行截除，形成一系列新的载荷谱；

根据步骤4中的分段情况，并结合步骤2中的应力强度因子计算公式，可以计算每段裂纹长度下对应的最大应力强度因子值，采用疲劳裂纹扩展门槛值对载荷谱中的应力值进行截除，具体方法如步骤4中描述，确定相应的半裂纹长度a，通过公式(5)计算截除应力σ，那么载荷谱中小于应力σ的值即可被删除，载荷谱谱中的其他应力大小和位置均不变。最终形成一系列试验用载荷谱，在试验过程中，及时观察结构的裂纹长度，当裂纹长度达到之前计算时用到的长度a时，选用此处对应的载荷谱进行试验。

本发明飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法通过载荷谱分段处理技术提出了一种试验加载方法，能达到缩短试验周期的效果，其处理过程简单，可操作性强，有效性强并方法简单易行，非常适用于飞机结构(金属)的裂纹扩展试验，具有较大的工程应用价值。

Claims (6)

1.一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其特征在于，先确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并确定材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；再确定结构裂纹尖端的应力强度因子；然后对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算，并进行分段处理，对裂纹扩展的分段处理时，借鉴同类材料及结构的裂纹扩展曲线；最后根据分段情况，对载荷谱中低于疲劳裂纹扩展门槛值的应力循环进行删除，形成各段裂纹长度对应的载荷谱。

2.根据权利要求1所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其特征在于，具体过程如下：

步骤1：确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并针对不同的材料，根据试片试验测得疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；

步骤2：确定结构裂纹尖端的应力强度因子

其中，应力强度因子的函数表达式如下：

K＝f(β，σ，a)

式中：

σ—加载应力；

a—为半裂纹长度；

β—构型参数，与结构构型参数、裂纹长度有关；

其中，构型参数β根据具体结构查应力强度因子手册求得，从而求得应力强度因子或者采用有限元方法间接求得应力强度因子；

步骤3：对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算；

步骤4：对裂纹长度进行分段处理，裂纹长度的划分与后续试验的精度关系对应，对裂纹扩展的分段处理时，借鉴同类材料及结构的裂纹扩展曲线，裂纹萌生阶段及稳态扩展阶段，多分段；而对裂纹快速扩展阶段，分成一段；

步骤5：对载荷谱进行截除，形成一系列新的载荷谱

根据步骤4中的分段情况，并结合步骤2中的应力强度因子计算公式，计算每段裂纹长度下对应的最大应力强度因子值，采用疲劳裂纹扩展门槛值对载荷谱中的应力值进行截除，最终形成一系列试验用载荷谱。

3.根据权利要求2所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其特征在于：裂纹扩展试验过程中，根据实际裂纹扩展的长度选取不同的载荷谱进行加载。

4.根据权利要求3所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其特征在于：裂纹扩展试验中，临界裂纹长度的确定有净截面屈服方法、断裂韧性判据、R曲线判据及COD判据，选择其中的一种或者几种估算得到对具体结构的临界裂纹长度a_c。

5.根据权利要求4所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其特征在于：应力强度因子的函数表达式为

6.根据权利要求4所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其特征在于：分段的方法根据截除载荷的标准而定，先确定截除的载荷大小σ，然后通过公式(5)计算相应的半裂纹长度a，那么对应a时，删除载荷谱谱中所有小于σ的应力值从而简化试验载荷谱，达到缩短试验时间的目的，

${\mathrm{\ΔK}}_{th}=\mathrm{\σ}\sqrt{\mathrm{\π}a\·\sec \frac{\mathrm{\π}a}{w}}---\left(5\right)$

其中，ΔK_th为疲劳裂纹扩展门槛值，w为板宽。