CN108982205A - 基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，涉及疲劳寿命试验领域，该方法的步骤为：(1)测量裂纹长度并粘贴应变片；(2)将测量得到的应变转化为局部应力；(3)使用得到的局部应力计算应力强度因子；(4)通过得到的应力强度因子计算出名义应力并判断计算结果是否准确；(5)使用计算得到的名义应力求得试验模拟件的载荷。转化结果说明该方法能准确快速地完成带有裂纹的实际结构件载荷向试验模拟件载荷的转化。

Description

基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转 化方法

技术领域

本发明应用领域是疲劳寿命测试方向，特指一种基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法。

背景技术

飞机、高铁等机械对安全性和寿命有着较高的要求，需要进行疲劳试验，然而由于整机的疲劳试验的高难度和高成本，往往需要简化真实件构件来制作对应的试验模拟件进行疲劳寿命测试，但需要保证试验模拟件和真实结构件的关键部位受力效果相同。因此，发明实际结构件与试验模拟件载荷转化方法，能够保证模拟件疲劳试验的合理性和可靠性，具有重要的实际意义。

目前的载荷转化主要是使用应变片测量真实应变，然后使用有限元的方法求得测量点与危险点的应力集中系数并得到危险点的应力状态，从而确定模拟件危险点的应力状态，最后再通过有限元法求得模拟件的载荷。此方法不仅繁琐，而且实际结构件的受力比较复杂，使用有限元法很难真实的加载，而且实际结构件如果已有裂纹产生，裂纹尖端附近的应力场会发生变化，无法再使用有限元法计算。因此发明基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法具有十分重要的实际意义，同时也能够应用于其他机械实际结构件的模拟件载荷转化。

发明内容

本发明目的在于为满足对机械实际结构件与试验模拟件载荷转化的需求，发明一种基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法。

为实现上述目的，本发明所采用的技术方案为一种基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，该方法的实现步骤为：

步骤1)：测量实际结构件缺口根部裂纹长度a，将1号应变片和2号应变片贴在裂纹尖端，使测量的应变方向与裂纹垂直，且保证两个应变片中心连线在裂纹的延长线上，记1号应变片和2号应变片与裂纹尖端的距离分别为r₁和r₂，且使r₁和r₂大于0.1倍的裂纹长度a；

步骤2)：将1号应变片和2号应变片测得的应变值分别记为ε₁和ε₂，并使用胡克定律求得对应的局部应力值σ_y1和σ_y2，公式如下：

σ＝Eε

E为弹性模量；

ε为应变；

σ为应力；

步骤3)：通过如下裂纹尖端应力场计算公式可求得σ_y1和σ_y2对应的应力强度因子K_I1和K_I2：

K_I为应力强度因子；

σ_y为局部应力；

r为应变片中心与裂纹尖端的距离；

步骤4)：利用应力强度因子计算公式求得K_I1和K_I2对应的名义应力σ₁和σ₂：

σ为名义应力；

K_I为应力强度因子；

α为缺口形状因子；

a为裂纹长度的一半；

考察σ₁和σ₂的差值，如果二者差值大于其平均值的5％，则需要重新返回步骤1)进行重新测量和贴片，否则进行下一步；

步骤5)：使用求得的名义应力σ₁和σ₂的平均值乘以模拟件危险点部位的截面面积s，即可求得模拟件的试验载荷F。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果。

本发明的优点在于：提出了一种基于实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法。该方法在机械的实际结构件产生裂纹后，依然能够在裂纹尖端进行贴片测量应变，并且使用较少的计算资源在较短的时间内即可较精确地得到模拟件的载荷。

附图说明

图1本发明方法实现载荷转化的流程图。

图2本发明方法的应变片安装示意图。

图3本发明方法应用到某飞机结构件的载荷转化效果图。

具体实施方式

结合附图说明本发明的具体实施方式。

本发明通过对飞机实际结构件应变测量以及模拟件载荷转化对本发明作了进一步说明，

一种基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，具体计算方法如下：

步骤1)：测量裂纹长度a，将1号和2号应变片贴在裂纹尖端，使测量的应变方向与裂纹垂直，且保证两个应变片连线在裂纹的延长线上，记1号和2号应变片与裂纹尖端的距离分别为r₁和r₂，且使r₁和r₂大于0.1倍的裂纹长度a；

步骤2)：将1号和2号应变片测得的应变值分别记为ε₁和ε₂，并使用胡克定律求得对应的局部应力值σ_y1和σ_y2，公式如下：

σ＝Eε

E为弹性模量；

ε为应变；

σ为应力；

步骤3)：通过如下裂纹尖端应力场计算公式可求得σ_y1和σ_y2对应的应力强度因子K_I1和K_I2

K_I为应力强度因子；

σ_y为局部应力；

r为应变片与裂纹尖端的距离；

步骤4)：使用应力强度因子计算公式可以求得K_I1和K_I2对应的名义应力σ₁和σ₂：

σ为名义应力；

K_I为应力强度因子；

α为缺口形状因子；

a为裂纹长度的一半；

考察σ₁和σ₂二者差值小于其平均值的5％，说明测量和贴片精准，进行下一步；

步骤5)：使用求得的名义应力σ₁和σ₂的平均值乘以模拟件危险点部位的截面面积s，即求得了模拟件的试验载荷F。

本发明的优点在于：提出了一种基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法。当飞机等机械实际结构件产生裂纹后，如果需要进行使用模拟件的疲劳试验，则无法采用传统的有限元计算方法进行载荷转化，但是本方法可以在裂纹尖端粘贴应变片测量应变，使用断裂力学的部分公式能够实现实际结构件与试验模拟件之间的载荷转化，并且计算简单，占用计算资源少，快速准确而又便利，保证了疲劳寿命试验的合理性与可靠性。

为了验证本发明提出的基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法的效果，将本方法应用于某飞机已有裂纹的实际结构件上，通过测量和贴片，得到了准确的位置信息，然后通过使用本方法得到了两个应变片所转化得到的模拟件载荷，可以看出二者差距十分微小，说明本方法的误差很小，计算转化结果精确。

Claims (4)

1.基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，其特征在于：该方法的实施步骤为，

步骤1)：测量实际结构件缺口根部裂纹长度a，将1号应变片和2号应变片贴在裂纹尖端，使测量的应变方向与裂纹垂直，且保证两个应变片连线在裂纹的延长线上，记1号应变片和2号应变片与裂纹尖端的距离分别为r₁和r₂，且使r₁和r₂大于0.1倍的裂纹长度a；

步骤2)：将1号应变片和2号应变片测得的应变值分别记为ε₁和ε₂，并使用胡克定律求得对应的局部应力值σ_y1和σ_y2，公式如下：

σ＝Eε

E为弹性模量；

ε为应变；

σ为应力；

步骤3)：通过如下裂纹尖端应力场计算公式可求得σ_y1和σ_y2对应的应力强度因子K_I1和K_I2

K_I为应力强度因子；

σ_y为局部应力；

r为应变片与裂纹尖端的距离；

步骤4)：使用应力强度因子计算公式可以求得K_I1和K_I2对应的名义应力σ₁和σ₂：

σ为名义应力，

K_I为应力强度因子；

α为缺口形状因子；

a为裂纹长度的一半；

考察σ₁和σ₂的差值，如果二者差值大于其平均值的5％，则需要重新返回步骤1)进行重新测量和贴片，否则进行下一步；

步骤5)：使用求得的名义应力σ₁和σ₂的平均值乘以模拟件危险点部位的截面面积s，即可求得模拟件的试验载荷F。

2.根据权利要求1所述的基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，其特征在于：所述步骤1)中，测量裂纹长度a，将1号应变片和2号应变片贴在裂纹尖端，使测量的应变方向与裂纹垂直，且保证两个应变片连线在裂纹的延长线上，记1号应变片和2号应变片与裂纹尖端的距离分别为r₁和r₂，且使r₁和r₂大于0.1倍的裂纹长度a。

3.根据权利要求1所述的基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，其特征在于：所述步骤3)中通过裂纹尖端应力场计算公式可求得σ_y1和σ_y2对应的应力强度因子K_I1和K_I2。

4.根据权利要求1所述的基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法，其特征在于：所述步骤4)中使用应力强度因子计算公式求得K_I1和K_I2对应的名义应力σ₁和σ₂。