CN110929344A - 一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置，通过建立含裂结构有限元模型并进行应力场计算，得到含裂结构应力场分布，通过确定应力场计算中心点位置，确定远端应力场计算所需有限元单元，计算远端应力场计算中心处平均应力，计算得到远端应力场计算中心主应力所在方位角，即可以预测出结构的疲劳裂纹扩展方向。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，使用简单方便。提出的一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，可以根据有限元应力场分布，对飞机结构设计阶段开裂扩展模式、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向进行快速预测，从而解决了飞机结构疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题。

Description

一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置

技术领域

本发明涉及飞机设计领域，具体涉及一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置。

背景技术

飞机在飞行过程中，不可避免会出现各种可能的疲劳裂纹。如果不对这些疲劳裂纹采取措施而是任其扩展，则可能会影响飞机的使用安全。

在结构设计阶段，如果能够提前预测结构可能出现的开裂模式，通过在结构件的裂纹扩展方向上提前设置止裂筋条等，采用适当的止裂措施，则可以有效延缓或阻止裂纹的扩展。在飞行阶段，结构一旦出现裂纹，如果能够快速预测裂纹扩展走向，则既可以快速预判裂纹进一步扩展可能导致的结构损伤情况，又可以为提前制定最佳止裂方案节约时间。

因此，建立飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，显得尤为重要。

发明内容

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置，可快速实现飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测。

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，包括：

步骤一、建立飞机结构的静强度有限元模型；

步骤二、建立所述飞机结构的含裂纹的有限元模型；所述裂纹长度为L₀；

步骤三、对所述含裂纹的有限元模型进行应力场计算，得到含裂纹的有限元模型中的各个单元的应力；

步骤四、根据所述含裂纹的有限元模型中的裂纹轨迹曲线以及所述裂纹轨迹曲线的初始裂纹尖端，以所述初始裂纹尖端为起点，建立原裂纹裂尖处切线，所述原裂纹裂尖处切线的切线方向与所述裂纹轨迹曲线的裂纹趋向一致；

步骤五、确定远端应力场计算中心位置，所述远端应力场计算中心位置为以所述初始裂纹尖端为起点、沿所述原裂纹裂尖处切线的切线方向量取L长度确定的点；

步骤六、确定远端应力场计算所需的3个有限元单元，所述3个有限元单元为以所述应力场计算中心点位置所在有限元单元为中心计算单元，在经过所述应力场计算中心点位置、且与所述原裂纹裂尖处切线相垂直的方向上，选取与所述中心计算单元相邻的两个有限元单元，得到的3个有限元单元；

步骤七、确定远端平均应力σ_x、σ_y、τ_xy，其中，

{σ_x1，σ_y1，τ_xy1}、{σ_x2，σ_y2，τ_xy2}和{σ_x3，σ_y3，τ_xy3}，分别为所述3个有限元单元的应力；

步骤八、根据θ＝arctg((-τ_xy)/(σ_max-σ_y))，计算远端应力场计算中心主应力所在方位角θ，根据θ，确定经过所述应力场计算中心点位置的方位线；其中，

步骤九、确定裂纹扩展方向，所述裂纹扩展方向所在的直线经过初始裂纹尖端，且与所述方位线相垂直，所述裂纹扩展方向与所述原裂纹裂尖处切线的切线方向的夹角小于90度。

可选的，所述建立飞机结构的静强度有限元模型，包括：

选取结构分析区域以及单元类型；

根据所述单元类型、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立所述飞机结构的所述结构分析区域的静强度有限元模型。

可选的，所述建立所述飞机结构的含裂纹的有限元模型，包括：

在所述静强度有限元模型中，添加裂纹轨迹曲线，设置初始裂纹尖端，对所述裂纹轨迹曲线的裂尖进行网格细化，建立含裂纹的有限元模型；其中，所述预设裂纹轨迹曲线的裂纹长度为L₀。

可选的，所述根据θ，确定经过所述应力场计算中心点位置的方位线，包括：

在θ≤0时，确定所述方位线位于所述原裂纹裂尖处切线的顺时针方向θ。

本发明另一方面还提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测装置，包括：

模块建立模块，用于建立飞机结构的静强度有限元模型，

所述模块建立模块，还用于建立所述飞机结构的含裂纹的有限元模型；所述裂纹长度为L₀；

应力场计算模块，用于对所述含裂纹的有限元模型进行应力场计算，得到含裂纹的有限元模型中的各个单元的应力；

切线获取模块，用于根据所述含裂纹的有限元模型中的裂纹轨迹曲线以及所述裂纹轨迹曲线的初始裂纹尖端，以所述初始裂纹尖端为起点，建立原裂纹裂尖处切线，所述原裂纹裂尖处切线的切线方向与所述裂纹轨迹曲线的裂纹趋向一致；

计算中心获取模块，用于确定远端应力场计算中心位置，所述远端应力场计算中心位置为以所述初始裂纹尖端为起点、沿所述原裂纹裂尖处切线的切线方向量取L长度确定的点；

单元选取模块，用于确定远端应力场计算所需的3个有限元单元，所述3个有限元单元为以所述应力场计算中心点位置所在有限元单元为中心计算单元，在经过所述应力场计算中心点位置、且与所述原裂纹裂尖处切线相垂直的方向上，选取与所述中心计算单元相邻的两个有限元单元，得到的3个有限元单元；

平均应力获取模块，用于确定远端平均应力σ_x、σ_y、τ_xy，其中，

{σ_x1，σ_y1，τ_xy1}、{σ_x2，σ_y2，τ_xy2}和{σ_x3，σ_y3，τ_xy3}，分别为所述3个有限元单元的应力；

方位线获取模块，用于根据θ＝arctg((-τ_xy)/(σ_max-σ_y))，计算远端应力场计算中心主应力所在方位角θ，根据θ，确定经过所述应力场计算中心点位置的方位线；其中，

裂纹扩展方向获取模块，用于确定裂纹扩展方向，所述裂纹扩展方向所在的直线经过初始裂纹尖端，且与所述方位线相垂直，所述裂纹扩展方向与所述原裂纹裂尖处切线的切线方向的夹角小于90度。

可选的，所述模块建立模块具体用于，选取结构分析区域以及单元类型；

根据所述单元类型、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立所述飞机结构的所述结构分析区域的静强度有限元模型。

可选的，所述模块建立模块具体用于，在所述静强度有限元模型中，添加裂纹轨迹曲线，设置初始裂纹尖端，对所述裂纹轨迹曲线的裂尖进行网格细化，建立含裂纹的有限元模型；其中，所述预设裂纹轨迹曲线的裂纹长度为L₀。

可选的，所述方位线获取模块具体用于，在θ≤0时，确定所述方位线位于所述原裂纹裂尖处切线的顺时针方向θ。

本发明提出了一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置，本发明针对飞机结构设计阶段开裂扩展模式不易提前预测、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题，通过假设开裂模式或根据已有裂纹扩展轨迹，建立含裂结构有限元模型并进行应力场计算，得到含裂结构应力场分布，通过确定应力场计算中心点位置，确定远端应力场计算所需有限元单元，计算远端应力场计算中心处平均应力，计算得到远端应力场计算中心主应力所在方位角，即可以预测出结构的疲劳裂纹扩展方向。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，使用简单方便。提出的一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，可以根据有限元应力场分布，对飞机结构设计阶段开裂扩展模式、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向进行快速预测，从而解决了飞机结构疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题。

附图说明

图1本发明提供的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法流程示意图；

图2是疲劳裂纹扩展方向预测方法示意图；

附图标记说明：

1-裂纹轨迹，2-切线，3-方位线，4-射线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

图1本发明提供的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法流程示意图，图2是疲劳裂纹扩展方向预测方法示意图，如图1-2所示，图2包括裂纹轨迹1、切线2、方位线3、射线4、裂纹尖端点P、应力场计算中心点O、上计算单元A、中心计算单元B、下计算单元C、X向、Y向组成。裂纹轨迹1的裂纹尖端为点P，切线2为裂纹轨迹1在点P的切线，点O为切线2上的点，线段PO长度为L，应力场计算中心点O所在有限元网格为中心计算单元B，中心计算单元B局部坐标系X轴与切线2平行，中心计算单元B局部坐标系Y轴与X轴垂直，沿Y轴方向且与中心计算单元B相邻的有限元网格分别为上计算单元A、下计算单元C，射线4经过点P与方位线3垂直，X轴与方位线3之间的夹角为θ，射线4与切线2之间的夹角为R，R<90°一侧所在的射线4为裂纹扩展向。

参照图1-2，本发明提供的基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，包括以下步骤：

步骤一、建立静强度有限元模型。合理选取结构分析区域，选取合适的单元类型，真实模拟结构的支持及约束，并施加真实的载荷,建立静强度有限元模型。

步骤二、建立含裂纹结构有限元模型。在步骤一建立的静强度有限元模型中，按照真实裂纹轨迹曲线引入裂纹，定义初始裂纹尖端，对裂尖进行网格细化，定义裂尖奇异单元，选取合适的单元类型，建立含裂纹结构有限元模型，其中，真实裂纹长度为L₀。

步骤三、进行应力场计算。对步骤二建立的含裂纹结构有限元模型进行应力场计算，得到各个单元的应力。

步骤四、建立原裂纹裂尖处切线。以步骤二中定义的初始裂纹尖端坐标位置为起点、按照原真实裂纹轨迹曲线，建立原裂纹裂尖处切线。

步骤五、确定应力场计算中心点位置,以步骤四中原裂纹裂尖处切线端点为起点、沿步骤四中切线方向量取L长度，确定远端应力场计算中心位置，通常，L长度大约等于3L₀；

步骤六、确定远端应力场计算所需的3个有限元单元。以步骤五中确定的应力场计算中心点位置所在单元为中心计算单元，在以经过步骤五确定的应力场计算中心点位置、且与步骤四中切线相垂直的方向上，向上、向下各选取1个有限元单元，分别作为上计算单元和下计算单元。

步骤七、确定远端应力场计算中心处平均应力σ_x、σ_y、τ_xy。

其中，上计算单元对应的应力为σ_x1、σ_y1、τ_xy1，中心计算单元对应的应力为σ_x2、σ_y2、τ_xy2，下计算单元对应的应力为σ_x3、σ_y3、τ_xy3。

步骤八、计算远端应力场计算中心主应力所在方位线。

θ＝arctg((-τ_xy)/(σ_max-σ_y))，其中，

如果θ≤0，表示由切线方向顺时针方向旋转θ得到方位线。

步骤九、确定裂纹扩展方向。建立以步骤二中定义的初始裂纹尖端坐标位置为经过点、与步骤八中确定的方位线相垂直的直线，其中，该直线与步骤四中切线方向夹角小于90度一侧的射线方向即为预测的裂纹扩展方向。

实施例

下面以某一具体实例对本发明做进一步详细说明。

一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，包括以下步骤：

已知：某蒙皮结构厚度t＝1mm，裂纹长度a＝20mm，蒙皮结构材料为2024。

预测该飞机蒙皮结构疲劳裂纹扩展方向。

步骤一、建立静强度有限元模型。合理选取结构分析区域，选取合适的单元类型，真实模拟结构的支持及约束，并施加真实的载荷，建立静强度有限元模型。

步骤二、建立含裂纹结构有限元模型。在步骤一建立的静强度有限元模型中，按照真实裂纹轨迹曲线引入裂纹，定义初始裂纹尖端，对裂尖进行网格细化，定义裂尖奇异单元，选取合适的单元类型，建立含裂纹结构有限元模型，其中，真实裂纹长度为L₀＝20mm。

步骤三、进行应力场计算。对步骤二建立的含裂纹结构有限元模型进行应力场计算，得到各个单元的应力。

步骤四、建立原裂纹裂尖处切线。以步骤二中定义的初始裂纹尖端坐标位置为起点、按照原真实裂纹轨迹曲线，建立原裂纹裂尖处切线。

步骤五、确定应力场计算中心点位置,以步骤四中原裂纹裂尖处切线端点为起点、沿步骤四中切线方向量取L长度，确定远端应力场计算中心位置，通常，L长度大约等于60mm；

步骤六、确定远端应力场计算所需的3个有限元单元。

以步骤五中确定的应力场计算中心点位置所在单元为中心计算单元，在以经过步骤五确定的应力场计算中心点位置、且与步骤四中切线相垂直的方向上，向上、向下各选取1个有限元单元，分别作为上计算单元和下计算单元。

步骤七、确定远端应力场计算中心处平均应力σ_x、σ_y、τ_xy。

根据步骤三应力计算结果可得，上计算单元对应的应力为σ_x1＝-80MPa、σ_y1＝5MPa、τ_xy1＝20MPa，中心计算单元对应的应力为σ_x2＝-60MPa、σ_y2＝7MPa、τ_xy2＝15MPa，下计算单元对应的应力为σ_x3＝-70MPa、σ_y3＝12MPa、τ_xy3＝25MPa。

步骤八、计算远端应力场计算中心主应力所在方位线。

θ＝arctg((-τ_xy)/(σ_max-σ_y))＝arctg((-20)/(12.8-8))＝-76.5°，

此时θ≤0，表示由切线方向到主应力作用面沿顺时针方向。

步骤九、确定裂纹扩展方向，过点P作方位线3的垂线，得到射线4。此时R＝90°-76.5°＝13.5°<90°,可预测出，疲劳裂纹沿着射线4的正方向扩展。

本发明提出了一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，本发明针对飞机结构设计阶段开裂扩展模式不易提前预测、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题，通过假设开裂模式或根据已有裂纹扩展轨迹，建立含裂结构有限元模型并进行应力场计算，得到含裂结构应力场分布，通过确定应力场计算中心点位置，确定远端应力场计算所需有限元单元，计算远端应力场计算中心处平均应力，计算得到远端应力场计算中心主应力所在方位角，即可以预测出结构的疲劳裂纹扩展方向。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，使用简单方便。提出的一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，可以根据有限元应力场分布，对飞机结构设计阶段开裂扩展模式、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向进行快速预测，从而解决了飞机结构疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题。

Claims (8)

1.一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，其特征在于，包括：

步骤一、建立飞机结构的静强度有限元模型；

步骤二、建立所述飞机结构的含裂纹的有限元模型；所述裂纹长度为L₀；

步骤三、对所述含裂纹的有限元模型进行应力场计算，得到含裂纹的有限元模型中的各个单元的应力；

步骤四、根据所述含裂纹的有限元模型中的裂纹轨迹曲线以及所述裂纹轨迹曲线的初始裂纹尖端，以所述初始裂纹尖端为起点，建立原裂纹裂尖处切线，所述原裂纹裂尖处切线的切线方向与所述裂纹轨迹曲线的裂纹趋向一致；

步骤五、确定远端应力场计算中心位置，所述远端应力场计算中心位置为以所述初始裂纹尖端为起点、沿所述原裂纹裂尖处切线的切线方向量取L长度确定的点；

步骤六、确定远端应力场计算所需的3个有限元单元，所述3个有限元单元为以所述应力场计算中心点位置所在有限元单元为中心计算单元，在经过所述应力场计算中心点位置、且与所述原裂纹裂尖处切线相垂直的方向上，选取与所述中心计算单元相邻的两个有限元单元，得到的3个有限元单元；

步骤七、确定远端平均应力σ_x、σ_y、τ_xy，其中，

{σ_x1，σ_y1，τ_xy1}、{σ_x2，σ_y2，τ_xy2}和{σ_x3，σ_y3，τ_xy3}，分别为所述3个有限元单元的应力；

步骤八、根据θ＝arctg((-τ_xy)/(σ_max-σ_y))，计算远端应力场计算中心主应力所在方位角θ，根据θ，确定经过所述应力场计算中心点位置的方位线；其中，

步骤九、确定裂纹扩展方向，所述裂纹扩展方向所在的直线经过初始裂纹尖端，且与所述方位线相垂直，所述裂纹扩展方向与所述原裂纹裂尖处切线的切线方向的夹角小于90度。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述建立飞机结构的静强度有限元模型，包括：

选取结构分析区域以及单元类型；

根据所述单元类型、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立所述飞机结构的所述结构分析区域的静强度有限元模型。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述建立所述飞机结构的含裂纹的有限元模型，包括：

在所述静强度有限元模型中，添加裂纹轨迹曲线，设置初始裂纹尖端，对所述裂纹轨迹曲线的裂尖进行网格细化，建立含裂纹的有限元模型，其中，所述预设裂纹轨迹曲线的裂纹长度为L₀。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据θ，确定经过所述应力场计算中心点位置的方位线，包括：

在θ≤0时，确定所述方位线位于所述原裂纹裂尖处切线的顺时针方向θ。

5.一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测装置，其特征在于，包括：

模块建立模块，用于建立飞机结构的静强度有限元模型，

所述模块建立模块，还用于建立所述飞机结构的含裂纹的有限元模型；所述裂纹长度为L₀；

应力场计算模块，用于对所述含裂纹的有限元模型进行应力场计算，得到含裂纹的有限元模型中的各个单元的应力；

切线获取模块，用于根据所述含裂纹的有限元模型中的裂纹轨迹曲线以及所述裂纹轨迹曲线的初始裂纹尖端，以所述初始裂纹尖端为起点，建立原裂纹裂尖处切线，所述原裂纹裂尖处切线的切线方向与所述裂纹轨迹曲线的裂纹趋向一致；

计算中心获取模块，用于确定远端应力场计算中心位置，所述远端应力场计算中心位置为以所述初始裂纹尖端为起点、沿所述原裂纹裂尖处切线的切线方向量取L长度确定的点；

单元选取模块，用于确定远端应力场计算所需的3个有限元单元，所述3个有限元单元为以所述应力场计算中心点位置所在有限元单元为中心计算单元，在经过所述应力场计算中心点位置、且与所述原裂纹裂尖处切线相垂直的方向上，选取与所述中心计算单元相邻的两个有限元单元，得到的3个有限元单元；

平均应力获取模块，用于确定远端平均应力σ_x、σ_y、τ_xy，其中，

{σ_x1，σ_y1，τ_xy1}、{σ_x2，σ_y2，τ_xy2}和{σ_x3，σ_y3，τ_xy3}，分别为所述3个有限元单元的应力；

方位线获取模块，用于根据θ＝arctg((-τ_xy)/(σ_max-σ_y))，计算远端应力场计算中心主应力所在方位角θ，根据θ，确定经过所述应力场计算中心点位置的方位线；其中，

裂纹扩展方向获取模块，用于确定裂纹扩展方向，所述裂纹扩展方向所在的直线经过初始裂纹尖端，且与所述方位线相垂直，所述裂纹扩展方向与所述原裂纹裂尖处切线的切线方向的夹角小于90度。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述模块建立模块具体用于，选取结构分析区域以及单元类型；

根据所述单元类型、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立所述飞机结构的所述结构分析区域的静强度有限元模型。

7.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述模块建立模块具体用于，在所述静强度有限元模型中，添加裂纹轨迹曲线，设置初始裂纹尖端，对所述裂纹轨迹曲线的裂尖进行网格细化，建立含裂纹的有限元模型；其中，所述预设裂纹轨迹曲线的裂纹长度为L₀。

8.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述方位线获取模块具体用于，在θ≤0时，确定所述方位线位于所述原裂纹裂尖处切线的顺时针方向θ。

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