CN111062169A - 一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置，该方法包括确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子；获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角；获取裂纹的裂纹轨迹的切线；根据所述切线和扩展角获取射线；确定射线上距离裂纹尖端预设距离L处的点，即该点为裂纹的止裂孔的中心位置的确定方法。该发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。

Description

一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置
技术领域
本发明属于航空结构耐久性与损伤容限设计领域，特别是涉及到一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置。
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。当发现飞机结构存在宏观可见裂纹时，应根据含裂纹结构件的结构形式、受力状态、裂纹长短、深浅程度以及危及飞行安全的严重程度和修理条件等，制定合理的修理方案。
一般说来，当蒙皮等薄壁结构件出现较短裂纹时，通常采用打止裂孔的方法止裂。但是打止裂孔时，除了对止裂孔孔径、打孔方法、孔填充工艺等有严格外，止裂孔位置的选取尤其重要。
如果将止裂孔打在了裂纹的中间、或止裂孔位置太靠近裂纹尖端或裂纹扩展延长线虽然经过了止裂孔但未经过孔中心，则即使打了止裂孔，也起不到止裂作用。因此，建立一个飞机结构疲劳裂纹修理中的止裂孔位置的精确确定方法，显得更有必要。
发明内容
本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置，缓解了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。
本发明一方面提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，包括：
步骤一、确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；
步骤二、根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子KI、KII，KI、KII分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；
步骤四、根据所述裂纹尖端应力强度因子KI、KII，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure BDA0002338425450000021
步骤五、获取裂纹的裂纹轨迹的切线，所述切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、根据所述切线和扩展角Q获取射线，所述射线是以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线旋转扩展角Q得到的；
步骤七、确定所述射线上距离所述裂纹尖端预设距离L处的点，所述点为裂纹的止裂孔的中心位置。
可选的，所述根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型，包括：
选取结构分析区域；
根据裂纹轨迹、裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立含裂纹的飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。
可选的，所述根据所述切线和扩展角Q获取射线，包括：
在Q≥0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线；
在Q<0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线。
可选的，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。
本发明另一方面提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定装置，包括：
裂纹获取模块，用于确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹坐标曲线和裂纹尖端坐标；
模型获取模块，用于根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；
应力强度因子获取模块，用于根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子KI、KII，KI、KII分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；
扩展角获取模块，用于根据所述裂纹尖端应力强度因子K1、K11，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure BDA0002338425450000031
切线获取模块，用于获取裂纹的裂纹轨迹的切线，所述切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；
射线获取模块，用于根据所述切线和扩展角Q获取射线，所述射线是以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线旋转扩展角Q得到的；
止裂孔位置确定模块，用于确定所述射线上距离所述裂纹尖端L处的点为裂纹的止裂孔的中心位置。
可选的，所述模型获取模块具体用于，选取结构分析区域；
根据裂纹轨迹、裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立含裂纹的飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。
可选的，所述射线获取具体用于，
在Q≥0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线；
在Q<0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线。
可选的，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。
本发明提出了一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置，本发明针对飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题，通过建立含裂结构有限元模型，按照断裂力学理论计算裂纹尖端应力强度因子，预测并计算裂纹扩展方向，确定裂纹扩展方向上止裂孔的位置，从而给出一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹修理中止裂孔位置的精确确定方法。通过该方法可精确确定飞机结构疲劳裂纹修理中止裂孔的具体位置，该方法解决了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰。本发明可供飞机结构疲劳裂纹采用止裂孔修理技术使用。
附图说明
图1本发明提供的一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法流程示意图；
图2是是止裂孔位置的精确确定方法示意图；
附图标记说明：
1-裂纹轨迹，2-切线，3-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本发明提供的一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法流程示意图，图2是是止裂孔位置的精确确定方法示意图。
如图2所示，为一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法示意图，图上包括裂纹轨迹1、切线2、射线3、裂纹尖端坐标点A、新点B组成，裂纹轨迹1的裂纹尖端为点A，切线2为裂纹轨迹1在点A的切线，射线3与切线2之间的夹角为Q，新点B为飞机结构疲劳裂纹修理中止裂孔的中心位置，线段AB长度为L。
如图1所示，飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，包括以下步骤：
步骤一、确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；
步骤二、根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、根据应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子KI、KII，KI、KII分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；
步骤四、根据裂纹尖端应力强度因子KI、KII，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure BDA0002338425450000051
步骤五、获取裂纹的裂纹轨迹的切线，该切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、根据切线和扩展角Q获取射线，该射线是以裂纹尖端坐标为起点，将切线旋转扩展角Q得到的；其中，Q≥0时逆时针旋转，Q<0时顺时针旋转；
步骤七、确定射线上距离所述裂纹尖端预设距离L处的点，该点为裂纹的止裂孔的中心位置。
实施例
下面以某一具体实例对本发明做进一步详细说明。
一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，包括以下步骤：
已知：某蒙皮结构厚度t＝2mm，裂纹长度a＝12mm，蒙皮结构材料为7050。
计算该飞机蒙皮结构疲劳裂纹修理中止裂孔位置。
步骤一、确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；
步骤二、根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；引入第一步确定的裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，定义裂尖奇异单元，细化裂纹尖端网格，创建含裂纹结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、对步骤二建立的含裂纹结构的应力强度因子有限元模型进行应力求解，并按照断裂力学方法计算裂纹尖端应力强度因子KI、KII，其中，KI、KII分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子，
Figure BDA0002338425450000052
步骤四、计算已有裂纹裂尖的扩展方向扩展角Q，
Figure BDA0002338425450000053
步骤五、建立步骤一中已有裂纹的裂纹轨迹在裂纹尖端处的切线2，以裂纹尖端位置点A起点、按照已有裂纹的裂纹轨迹，建立切线2；
步骤六、以裂纹尖端位置点A起点，以步骤五建立的切线2为基准，顺时针旋转21.80建立射线3；
步骤七、以裂纹尖端位置点A起点，以步骤六建立的射线3为基准，在射线上量取长度L形成新点，L为线段AB长度，通常L应满足2mm≤L≤5mm，即该新点B就是飞机结构疲劳裂纹止裂孔的中心位置。
本发明提出了一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，本发明针对飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题，通过建立含裂结构有限元模型，按照断裂力学理论计算裂纹尖端应力强度因子，预测并计算裂纹扩展方向，确定裂纹扩展方向上止裂孔的位置，从而给出一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹修理中止裂孔位置的精确确定方法。通过该方法可精确确定飞机结构疲劳裂纹修理中止裂孔的具体位置，该方法解决了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰。本发明可供飞机结构疲劳裂纹采用止裂孔修理技术使用。

Claims (8)

1.一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，其特征在于，包括：
步骤一、确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；
步骤二、根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子KI、KII，KI、KII分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；
步骤四、根据所述裂纹尖端应力强度因子KI、KII，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure FDA0002338425440000011
步骤五、获取裂纹的裂纹轨迹的切线，所述切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、根据所述切线和扩展角Q获取射线，所述射线是以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线旋转扩展角Q得到的；
步骤七、确定所述射线上距离所述裂纹尖端预设距离L处的点，所述点为裂纹的止裂孔的中心位置。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型，包括：
选取结构分析区域；
根据裂纹轨迹、裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立含裂纹的飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述切线和扩展角Q获取射线，包括：
在Q≥0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线；
在Q<0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。
5.一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定装置，其特征在于，包括：
裂纹获取模块，用于确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹坐标曲线和裂纹尖端坐标；
模型获取模块，用于根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；
应力强度因子获取模块，用于根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子KI、KII，KI、KII分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；
扩展角获取模块，用于根据所述裂纹尖端应力强度因子KI、KII，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure FDA0002338425440000021
切线获取模块，用于获取裂纹的裂纹轨迹的切线，所述切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；
射线获取模块，用于根据所述切线和扩展角Q获取射线，所述射线是以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线旋转扩展角Q得到的；
止裂孔位置确定模块，用于确定所述射线上距离所述裂纹尖端L处的点为裂纹的止裂孔的中心位置。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述模型获取模块具体用于，选取结构分析区域；
根据裂纹轨迹、裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立含裂纹的飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。
7.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述射线获取具体用于，
在Q≥0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线；
在Q<0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线。
8.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。
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