CN111159944A - 一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法 - Google Patents

一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，包括以下步骤：获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端；建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子；获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角；获取裂纹轨迹的切线；获取射线；确定射线上第1裂纹经过点；重新细化网格并计算经过点的应力强度因子，并通过计算新的扩展方向扩展角进而确定第2裂纹经过点，通过依次计算得到第i裂纹经过点，将这些裂纹经过点通过样条曲线拟合，即可得到飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰。本发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题。

Description

一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法
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，具体涉及一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法。
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。在飞机研制初期，准确预测结构疲劳裂纹扩展轨迹，可以有效减轻飞机研制的风险。在飞机飞行过程中，准确预测疲劳裂纹扩展轨迹，可以对出现的结构疲劳裂纹提前预判和处理。然而，现有设计手册缺少裂纹扩展轨迹的计算公式。
因此，建立飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹预测预测技术，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扩展轨迹的确定方法，解决了飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题。
本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，包括：
步骤一、获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端；
步骤二、根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、根据所述飞机结构的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，获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000011
分别为已有裂纹尖端的Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；
步骤四、根据所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000012
获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure BDA0002338453540000013
步骤五、获取裂纹轨迹的切线，所述切线是以所述已有裂纹尖端为起点，朝向已有裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、根据所述切线和扩展角Q0获取射线，所述射线是以已有裂纹尖端为起点，将所述切线旋转扩展角Q0得到的；
步骤七、确定所述射线上距离所述已有裂纹尖端预设距离L处的点为第1裂纹经过点；
步骤八、确定i的取值为1；
步骤九、根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，根据细化后的飞机结构的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，获取所述第i经过点的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000021
Figure BDA0002338453540000022
分别为第i经过点Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；根据所述应力强度因子
Figure BDA0002338453540000023
获取所述第i经过点的裂尖扩展方向扩展角Qi，
Figure BDA0002338453540000024
根据所述射线和扩展角Qi获取新的射线，确定所述新的射线上距离所述第i经过点预设距离L处的点为第i+1经过点；
步骤十、将i的取值加1，若i的取值未达到M，则重复执行步骤九；若否，则执行步骤十一；M为大于1的正整数，所述i的取值为从1至M的正整数；
步骤十一、根据所述已有裂纹尖端和M个经过点，通过样条曲线拟合，获取裂纹扩展轨迹。
可选的，所述根据所述射线和扩展角Qi获取新的射线，包括：
在Qi大于等于0时，以第i经过点为起点，将所述射线逆时针旋转所述扩展角Qi，得到新的射线；
在Qi小于0时，以第i经过点为起点，将所述射线顺时针旋转所述扩展角Qi，得到新的射线。
可选的，所述根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立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、已有裂纹尖端坐标、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Q0获取射线，包括：
在Q0≥0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q0，得到所述射线；
在Q0<0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q0，得到所述射线。
可选的，所述预设距离L的取值范围为2mm-5mm。
可选的，所述获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端，包括：
利用光学放大镜工具，采用渗透和测量方法，确定飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端。也包括预先假设的开裂模式和裂纹尖端。
可选的，所述根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，包括：
在飞机结构的应力强度因子有限元模型上，对所述第i裂纹经过点的尖端区域进行有限元网格加密，得到细化后的飞机结构的应力强度因子有限元模型。
可选的，所述飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法还包括：
将所述第i裂纹经过点的尖端区域内的网格单元设置为应力奇异单元。
本发明提出了一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，本发明针对飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题，通过建立静强度有限元模型，引入开裂模式及初始裂纹启裂点，建立应力强度因子计算有限元模型，进行应力强度因子有限元模型应力求解，按照断裂力学理论计算裂纹尖端应力强度因子，计算裂纹尖端裂纹扩展方向，进而构建扩展方向上的新点，并进行裂点网格细化、修改有限元模型、应力计算、扩展角计算等，并依次计算并获得裂纹下一个经过点，通过样条曲线拟合法依次连接裂纹启裂点及一系列裂纹经过点，即可得到裂纹扩展轨迹。从而给出一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹确定技术。通过该方法准确预测结构疲劳裂纹扩展轨迹，在飞机研制初期，可有效减轻飞机研制的风险，在飞行过程中，可以对出现的结构疲劳裂纹提前预判和处理。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰。本发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题。
附图说明
图1本发明提供的一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法流程示意图；
图2飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹确定方法示意图；
附图标记说明：
1-已有裂纹的裂纹轨迹，2-切线，3-射线，4-射线，5-曲线。
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扩展轨迹的确定方法流程示意图，图2飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹确定方法示意图，如图2所示，为飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹确定方法示意图，图上包括已有裂纹的裂纹轨迹1、切线2、射线3、射线4、曲线5、已有裂纹尖端点A、新经过点B、新经过点C组成，已有裂纹的裂纹轨迹1的裂纹尖端为点A，切线2为已有裂纹的裂纹轨迹1在点A的切线，射线3的端点为点A,射线3与切线2之间的夹角为Q0,点B在射线3上，射线4的端点为点B,射线4与射线3之间的夹角为Q1,点C在射线4上，线段AB、线段BC的长度为L，L的取值范围为2mm-5mm，曲线5由点A、点B、点C曲线拟合生成，即曲线5为按照本方法确定的飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹。其中，1-已有裂纹的裂纹轨迹，2-切线，3-射线，4-射线，5-曲线，曲线5则为疲劳裂纹扩展轨迹。
如图1所示，一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，包括以下步骤：
步骤一、获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端；
步骤二、根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、根据所述飞机结构的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，获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000051
分别为已有裂纹尖端的Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；
步骤四、根据所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000052
获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure BDA0002338453540000053
步骤五、获取裂纹轨迹的切线，所述切线是以所述已有裂纹尖端为起点，朝向已有裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、根据所述切线和扩展角Q0获取射线，所述射线是以已有裂纹尖端为起点，将所述切线旋转扩展角Q0得到的。当Q0≥0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q0，得到射线；当Q0<0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q0，得到射线。
步骤七、确定所述射线上距离所述已有裂纹尖端预设距离L处的点为第1裂纹经过点；
步骤八、确定i的取值为1；
步骤九、根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，根据细化后的飞机结构的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，获取所述第i经过点的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000054
Figure BDA0002338453540000055
分别为第i经过点Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；根据所述应力强度因子
Figure BDA0002338453540000056
获取所述第i经过点的裂尖扩展方向扩展角Qi，
Figure BDA0002338453540000057
根据所述射线和扩展角Qi获取新的射线，确定所述新的射线上距离所述第i经过点预设距离L处的点为第i+1经过点。其中，当Qi大于等于0时，以第i经过点为起点，将所述射线逆时针旋转所述扩展角Qi，得到新的射线；当Qi小于0时，以第i经过点为起点，将所述射线顺时针旋转所述扩展角Qi，得到新的射线。其中需采用每一个新经过点的射线替换上一经过点的射线或第1个经过点的切线。
步骤十、将i的取值加1，若i的取值未达到M，则重复执行步骤九；若否，则执行步骤十一；M为大于1的正整数，所述i的取值为从1至M的正整数；
步骤十一、根据所述已有裂纹尖端和M个经过点，通过样条曲线拟合法，即可获取裂纹扩展轨迹。
实施例
下面以具有两个经过点的实例对本发明提供的方法做进一步详细说明。
一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，包括以下步骤：
已知：某蒙皮结构厚度t＝1.5mm，裂纹长度a＝12mm，L＝3.5mm，M＝2，蒙皮结构材料为2024。
计算该飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹。
本实施例中飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，包括以下步骤：
步骤一、获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹1和已有裂纹尖端点A；
步骤二、根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；先建立静强度有限元模型，对裂纹尖端网格细化，定义裂尖奇异单元，建立应力强度因子有限元模型。
步骤三、根据所述飞机结构的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，获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000061
分别为已有裂纹尖端的Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子，经计算，
Figure BDA0002338453540000062
Figure BDA0002338453540000063
步骤四、根据所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000064
获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure BDA0002338453540000065
步骤五、获取裂纹轨迹的切线2，所述切线是以所述已有裂纹尖端为起点，朝向已有裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、以A点为起点，将切线2顺时针旋转11.60，得到射线3。
步骤七、在射线3上确定点B为第1裂纹经过点，使得线段AB＝L。
步骤八、令i＝1；
步骤九、对点B处的应力强度因子有限元模型进行细化，并进行应力计算，按照断裂力学方法，经过计算，得到点B处的应力强度因子
Figure BDA0002338453540000071
Figure BDA0002338453540000072
点B的裂纹扩展角Q1，
Figure BDA0002338453540000073
以B点为起点，将射线3顺时针旋转29.60，得到射线4。在射线4上确定点C为第2裂纹经过点，使得线段AB＝L。
步骤十、将i的取值加1，此时i＝2＝M，执行步骤十一。
步骤十一、将点A、点B、点C，通过样条曲线拟合法，即可获取裂纹扩展轨迹。
本发明提出了一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，本发明针对飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题，通过建立静强度有限元模型，引入开裂模式及初始裂纹启裂点，建立应力强度因子计算有限元模型，进行应力强度因子有限元模型应力求解，按照断裂力学理论计算裂纹尖端应力强度因子，计算裂纹尖端裂纹扩展方向，进而构建扩展方向上的新点，并进行裂点网格细化、修改有限元模型、应力计算、扩展角计算等，并依次计算并获得裂纹下一个经过点，通过样条曲线拟合法依次连接裂纹启裂点及一系列裂纹经过点，即可得到裂纹扩展轨迹。从而给出一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹确定技术。通过该方法准确预测结构疲劳裂纹扩展轨迹，在飞机研制初期，可有效减轻飞机研制的风险，在飞行过程中，可以对出现的结构疲劳裂纹提前预判和处理。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰。本发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题。

Claims (8)

1.一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，其特征在于，包括：
步骤一、获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端；
步骤二、根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；
步骤三、根据所述飞机结构的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，获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure FDA0002338453530000011
分别为已有裂纹尖端的Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；
步骤四、根据所述已有裂纹尖端的应力强度因子
Figure FDA0002338453530000012
获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角
Figure FDA0002338453530000013
步骤五、获取裂纹轨迹的切线，所述切线是以所述已有裂纹尖端为起点，朝向已有裂纹扩展趋势建立的；
步骤六、根据所述切线和扩展角Q0获取射线，所述射线是以已有裂纹尖端为起点，将所述切线旋转扩展角Q0得到的；
步骤七、确定所述射线上距离所述已有裂纹尖端预设距离L处的点为第1裂纹经过点；
步骤八、确定i的取值为1；
步骤九、根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，根据细化后的飞机结构的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，获取所述第i经过点的应力强度因子
Figure FDA0002338453530000014
Figure FDA0002338453530000015
分别为第i经过点Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；根据所述应力强度因子
Figure FDA0002338453530000016
获取所述第i经过点的裂尖扩展方向扩展角Qi，
Figure FDA0002338453530000017
根据所述射线和扩展角Qi获取新的射线，确定所述新的射线上距离所述第i经过点预设距离L处的点为第i+1经过点；
步骤十、将i的取值加1，若i的取值未达到M，则重复执行步骤九；若否，则执行步骤十一；M为大于1的正整数，所述i的取值为从1至M的正整数；
步骤十一、根据所述已有裂纹尖端和M个经过点，通过样条曲线拟合，获取裂纹扩展轨迹。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述射线和扩展角Qi获取新的射线，包括：
在Qi大于等于0时，以第i经过点为起点，将所述射线逆时针旋转所述扩展角Qi，得到新的射线；
在Qi小于0时，以第i经过点为起点，将所述射线顺时针旋转所述扩展角Qi，得到新的射线。
3.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已有裂纹尖端坐标，建立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、已有裂纹尖端坐标、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。
4.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Q0获取射线，包括：
在Q0≥0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q0，得到所述射线；
在Q0<0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q0，得到所述射线。
5.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2mm-5mm。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端，包括：
利用光学放大镜工具，采用渗透和测量方法，确定飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端。也包括预先假设的开裂模式和裂纹尖端。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，包括：
在飞机结构的应力强度因子有限元模型上，对所述第i裂纹经过点的尖端区域进行有限元网格加密，得到细化后的飞机结构的应力强度因子有限元模型。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
将所述第i裂纹经过点的尖端区域内的网格单元设置为应力奇异单元。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112763526A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
CN112818571A (zh) * 2020-12-29 2021-05-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法
CN113190923A (zh) * 2020-12-29 2021-07-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种筋条整体壁板损伤容限优化方法
CN115647620A (zh) * 2022-12-28 2023-01-31 歌尔股份有限公司 激光加工方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103020426A (zh) * 2012-11-23 2013-04-03 北京航空航天大学 一种矩形板中心斜裂纹疲劳扩展寿命预测的简化方法
CN107506544A (zh) * 2017-08-18 2017-12-22 中国航发北京航空材料研究院 一种金属材料疲劳裂纹扩展预测方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103020426A (zh) * 2012-11-23 2013-04-03 北京航空航天大学 一种矩形板中心斜裂纹疲劳扩展寿命预测的简化方法
CN107506544A (zh) * 2017-08-18 2017-12-22 中国航发北京航空材料研究院 一种金属材料疲劳裂纹扩展预测方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
翟新康等: "飞机整体翼梁结构断裂特性分析研究", 《航空计算技术》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112763526A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
CN112818571A (zh) * 2020-12-29 2021-05-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法
CN113190923A (zh) * 2020-12-29 2021-07-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种筋条整体壁板损伤容限优化方法
CN112763526B (zh) * 2020-12-29 2024-01-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
CN112818571B (zh) * 2020-12-29 2024-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法
CN113190923B (zh) * 2020-12-29 2024-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种筋条整体壁板损伤容限优化方法
CN115647620A (zh) * 2022-12-28 2023-01-31 歌尔股份有限公司 激光加工方法

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