CN111046610B - 一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，包括：根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₀和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₅；获取含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β₆；根据所述曲线β₀、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。本发明的提出解决了飞机整体翼梁等结构参数对损伤容限性能影响研究数据不可重复利用的难题,提出的无量纲应力强度因子的计算方法可供其它结构借鉴。

Description

一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法

技术领域

本发明涉及飞机设计领域，具体涉及一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法。

背景技术

在飞机整体翼梁损伤容限设计中，结构参数选取、优化及参数合理匹配对整体翼梁损伤容限性能影响很大。整体翼梁结构参数优化时，需要获取大量的应力强度因子计算值作为结构参数优化的输入。

然而，对简单结构，应力强度因子可以直接查阅手册；但对于飞机整体翼梁这种复杂结构，应力强度因子计算需要多次对整体翼梁的裂纹尖端进行网格细化并重新计算，很繁琐，而且不同的结构参数的计算过程无法重复利用。现有整体翼梁的应力强度因子的计算过程繁琐。

发明内容

本发明提供一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，计算方法通用性强，实用简单方便，数据曲线可重复使用。

本发明提供一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，包括：

根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₀和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₅；

获取含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β₆；

根据所述曲线β₀、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。

可选的，所述飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法还包括：

根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁上缘条厚度t₁敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₁、所述含裂整体翼梁上缘条宽度W敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₂、所述含裂整体翼梁腹板厚度t₂敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₃和所述含裂整体翼梁的翼梁高度H敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₄；

对应的，所述根据所述曲线β₀、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β，包括：

根据所述曲线β₀、所述曲线β₁、所述曲线β₂、所述曲线β₃、所述曲线β₄、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。

可选的，所述根据所述曲线β₀、所述曲线β₁、所述曲线β₂、所述曲线β₃、所述曲线β₄、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β，包括：

采用公式β＝β₀×β₁×β₂×β₃×β₄×β₅×β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。

可选的，所述含裂整体翼梁基本结构的损伤容限结构敏感参数包括：上缘条厚度t₁、上缘条宽度W、腹板厚度t₂、翼梁高度H、止裂筋条面积s；所述根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₀和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₅，包括：

建立含裂整体翼梁的基本结构应力强度因子有限元模型，计算所述基本结构应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₀，所述含裂整体翼梁基本结构为满足静强度设计要求的含裂整体翼梁结构；

建立含裂整体翼梁的止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型，计算所述止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₅，所述止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅止裂筋条面积发生改变。

可选的，所述建立含裂整体翼梁的止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型，包括：

根据所述含裂整体翼梁的基本结构应力强度因子有限元模型，建立含裂整体翼梁的止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型。

可选的，所述获取所述含裂整体翼梁上缘条厚度t₁敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₁，包括：

建立含裂整体翼梁的上缘条厚度变化应力强度因子有限元模型，计算所述上缘条厚度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₁，所述上缘条厚度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅上缘条厚度发生改变。

可选的，所述获取所述含裂整体翼梁上缘条宽度W敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₂，包括：

建立含裂整体翼梁的上缘条宽度变化应力强度因子有限元模型，计算所述上缘条宽度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₂，所述上缘条宽度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅上缘条宽度发生改变。

可选的，所述获取所述含裂整体翼梁腹板厚度t₂敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₃，包括：

建立含裂整体翼梁的腹板厚度变化应力强度因子有限元模型，计算所述腹板厚度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₃，所述腹板厚度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅腹板厚度发生改变。

可选的，所述获取所述含裂整体翼梁的翼梁高度H敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₄，包括：

建立含裂整体翼梁的翼梁高度变化应力强度因子有限元模型，计算所述翼梁高度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₄，所述翼梁高度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅翼梁高度发生改变。

本发明另一方面还提供一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算装置，用于执行上述飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，该装置包括：

曲线获取模块，用于根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₀和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子β₅；

曲线获取模块还用于，获取含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β₆；

应力强度因子获取模块，用于根据所述曲线β₀、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。

本发明提出了一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子计算方法，本发明针对飞机整体翼梁含裂结构裂纹尖端应力强度因子计算繁琐、计算工作量大、计算结果不通用、整体翼梁损伤容限设计性能参数不易确定等难题，通过断裂力学理论构建整体翼梁组合构型因子和载荷再分配因子，建立含裂整体翼梁结构各典型构型下的应力强度因子有限元模型，求解应力强度因子并进行无量纲化处理，再结合手册中已有的载荷影响系数，给出了一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子工程组合计算方法。通过该方法可计算任意飞机整体翼梁结构各结构参数下的应力强度因子，从而解决了飞机设计阶段整体翼梁损伤容限性能结构参数不易确定，解决了飞机整体翼梁等结构参数对损伤容限性能影响研究数据不可重复利用的难题。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，工程组合计算方法通用性强，实用简单方便，数据曲线可重复使用。本发明提出的无量纲应力强度因子的计算方法可供其它结构借鉴。

附图说明

图1是整体翼梁基本结构参数示意图；

图2是裂纹在下缘条上扩展示意图；

图3是裂纹在腹板上扩展示意图；

图4是整体翼梁结构受力示意图；

图5是整体翼梁结构应力分布示意图；

图6是含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β₆；

图7是本发明提供的计算方法的流程示意图；

附图标记说明：

1-上缘条，2-下缘条，3-腹板，4-止裂筋条。

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是整体翼梁基本结构参数示意图，如图1所示，为整体翼梁基本结构参数示意图，整体翼梁结构为一整体件，包括上缘条、下缘条、腹板、止裂筋条。结构参数尺寸标注见图1，翼梁高度为H、上缘条宽度为W、上缘条厚度为t₁、翼梁腹板厚度为t₂、止裂筋条高度为d、止裂筋条厚度为t，下缘条到止裂筋条的距离为h，止裂筋条面积s，s＝d×t。

图2是裂纹在下缘条上扩展示意图，图上给出了裂纹长度a扩展示意图；

图3是裂纹在腹板上扩展示意图，图上给出了裂纹长度a扩展示意图，其中，A点表示裂纹在腹板3上某位置的点；

图4是整体翼梁结构受力示意图，如图4所示，为整体翼梁结构受力示意图，图中σ为拉应力，σ_ref为参考力。

图5是整体翼梁结构应力分布示意图，如图5所示，为整体翼梁结构应力分布示意图。

图6是含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线，如图6所示，为含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β₆。

图7是本发明提供的计算方法的流程示意图，参照图7，本发明实施例提供的飞机整体翼梁无量纲应力强度因子计算方法，包括以下步骤：

步骤一、建立含裂整体翼梁基本结构应力强度因子有限元模型，计算该模型下裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₀值。

步骤二、确定该整体翼梁基本结构对应的损伤容限结构敏感参数，这些损伤容限结构敏感参数包括上缘条厚度t₁、上缘条宽度W、腹板厚度t₂、翼梁高度H、止裂筋条面积s。

步骤三、计算上缘条厚度t₁变化其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子影响系数曲线β₁值。

步骤四、计算上缘条宽度W变化其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子影响系数曲线β₂值。

步骤五、计算腹板厚度t₂变化其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子影响系数曲线β₃值。

步骤六、计算翼梁高度H变化其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子影响系数曲线β₄值。

步骤七、计算止裂筋条面积s变化其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子影响系数曲线β₅值。

步骤八、计算该整体翼梁基本结构载荷影响系数曲线β₆值。

步骤九、计算该整体翼梁无量纲应力强度因子β，

β＝β₀×β₁×β₂×β₃×β₄×β₅×β₆。

实施例

下面参照图1-7，以某一具体实例对本发明做进一步详细说明。

一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子计算方法，包括以下步骤：

已知：h＝100mm，H＝300mm、W＝45mm，t₁＝5.5mm，t₂＝2.9mm，d＝18mm，t＝5.9mm，σ＝100MPa，σ_ref＝100MPa，裂纹长度a＝50mm，材料断裂韧性

计算裂纹从下缘条2起裂一直扩展到腹板3上A点时，A点的无量纲应力强度因子。

步骤一、根据整体翼梁结构参数及载荷分布，建立含裂整体翼梁结构应力强度因子有限元模型，按照事先假设的开裂模式，计算裂尖随裂纹扩展的应力强度因子，并进行应力强度因子无量纲化处理，得到无量纲应力强度因子曲线β₀，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₀＝1.61。

步骤二、确定该整体翼梁基本结构对应的损伤容限结构敏感参数，结构敏感参数包括上缘条厚度t₁、上缘条宽度W、腹板厚度t₂、翼梁高度H、止裂筋条面积s。

步骤三、计算上缘条厚度t₁变化、其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的应力强度因子，并进行应力强度因子无量纲化处理，得到影响系数曲线β₁值，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₁＝1.23。

步骤四、计算上缘条宽度W变化、其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的应力强度因子，并进行应力强度因子无量纲化处理，得到影响系数曲线β₂值，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₂＝0.98。

步骤五、计算腹板厚度t₂变化、其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的应力强度因子，并进行应力强度因子无量纲化处理，得到影响系数曲线β₃值，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₃＝0.76。

步骤六、计算翼梁高度H变化、其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的应力强度因子，并进行应力强度因子无量纲化处理，得到影响系数曲线β₄值，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₄＝0.82。

步骤七、计算止裂筋条面积s变化、其余结构参数不变时裂尖随裂纹扩展的应力强度因子，并进行应力强度因子无量纲化处理，得到影响系数曲线β₅值，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₅＝0.97。

步骤八、计算该整体翼梁基本结构载荷影响系数曲线β₆值，查阅该曲线，当a＝50mm时，β₀＝1.0。该曲线可参见《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》(下册)。

步骤九、计算该整体翼梁无量纲应力强度因子β，

β＝β₀×β₁×β₂×β₃×β₄×β₅×β₆＝1.173。

根据应力强度因子

得

此时K≤K_C，则认为此时，该整体翼梁结构参数满足损伤容限设计要求。

本发明提出了一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子计算方法，本发明针对飞机整体翼梁含裂结构裂纹尖端应力强度因子计算繁琐、计算工作量大、计算结果不通用、整体翼梁损伤容限设计性能参数不易确定等难题，通过断裂力学理论构建整体翼梁组合构型因子和载荷再分配因子，建立含裂整体翼梁结构各典型构型下的应力强度因子有限元模型，求解应力强度因子并进行无量纲化处理，再结合手册中已有的载荷影响系数，给出了一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子工程组合计算方法。通过该方法可计算任意飞机整体翼梁结构各结构参数下的应力强度因子，从而解决了飞机设计阶段整体翼梁损伤容限性能结构参数不易确定，解决了飞机整体翼梁等结构参数对损伤容限性能影响研究数据不可重复利用的难题。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，工程组合计算方法通用性强，实用简单方便，数据曲线可重复使用。本发明提出的无量纲应力强度因子的计算方法可供其它结构借鉴。

Claims (7)

1.一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，其特征在于，包括：

根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₀和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₅；

获取含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β₆；

根据所述曲线β₀、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β；

所述方法还包括：

根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁上缘条厚度t₁敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₁、所述含裂整体翼梁上缘条宽度W敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₂、所述含裂整体翼梁腹板厚度t₂敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₃和所述含裂整体翼梁的翼梁高度H敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₄；

对应的，所述根据所述曲线β₀、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β，包括：

根据所述曲线β₀、所述曲线β₁、所述曲线β₂、所述曲线β₃、所述曲线β₄、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β；

所述根据所述曲线β₀、所述曲线β₁、所述曲线β₂、所述曲线β₃、所述曲线β₄、所述曲线β₅和曲线β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β，包括：

采用公式β＝β₀×β₁×β₂×β₃×β₄×β₅×β₆，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述含裂整体翼梁基本结构的损伤容限结构敏感参数包括：上缘条厚度t₁、上缘条宽度W、腹板厚度t₂、翼梁高度H、止裂筋条面积s；所述根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₀和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₅，包括：

建立含裂整体翼梁的基本结构应力强度因子有限元模型，计算所述基本结构应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₀，所述含裂整体翼梁基本结构为满足静强度设计要求的含裂整体翼梁结构；

建立含裂整体翼梁的止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型，计算所述止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₅，所述止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅止裂筋条面积发生改变。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述建立含裂整体翼梁的止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型，包括：

根据所述含裂整体翼梁的基本结构应力强度因子有限元模型，建立含裂整体翼梁的止裂筋条面积变化应力强度因子有限元模型。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取所述含裂整体翼梁上缘条厚度t₁敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₁，包括：

建立含裂整体翼梁的上缘条厚度变化应力强度因子有限元模型，计算所述上缘条厚度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₁，所述上缘条厚度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅上缘条厚度发生改变。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取所述含裂整体翼梁上缘条宽度W敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₂，包括：

建立含裂整体翼梁的上缘条宽度变化应力强度因子有限元模型，计算所述上缘条宽度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₂，所述上缘条宽度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅上缘条宽度发生改变。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取所述含裂整体翼梁腹板厚度t₂敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₃，包括：

建立含裂整体翼梁的腹板厚度变化应力强度因子有限元模型，计算所述腹板厚度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₃，所述腹板厚度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅腹板厚度发生改变。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取所述含裂整体翼梁的翼梁高度H敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₄，包括：

建立含裂整体翼梁的翼梁高度变化应力强度因子有限元模型，计算所述翼梁高度变化应力强度因子有限元模型下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β₄，所述翼梁高度变化应力强度因子有限元模型中所有敏感参数中仅翼梁高度发生改变。

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