CN112818571A - 一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，包括：依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标点，并记录试验件裂纹扩展轨迹上所测量坐标点对应的循环次数；在静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对分析区域进行网格细化；建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子；根据每个裂尖的应力强度因子，计算裂纹扩展寿命理论值；根据循环次数计算裂纹扩展寿命试验值；根据裂纹扩展寿命理论值和试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。本发明的技术方案解决了现有裂纹扩展寿命的计算方式，裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值通常存在较大差异的问题。

Description

一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法

技术领域

本发明涉及但不限于航空疲劳断裂技术领域，尤指一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法。

背景技术

在航空疲劳断裂领域，由于材料不稳定、生产制造工艺方法不稳定、计算方法有差异等因素，从而导致裂纹扩展寿命理论计算值与试验值分散性较大。

在飞机结构设计中，通常要对结构关键件、重要件进行疲劳及损伤容限分析评估。采用断裂力学方法进行损伤容限分析时，一般都是先假设结构件开裂模式，然后计算结构件的裂纹扩展寿命。

然而，目前在计算裂纹扩展寿命时，尽管已经按照手册中推荐的数值考虑了分散系数问题，但是由于结构件采用的材料性能不稳定、结构件生产制造工艺方法不稳定等，最后得到的裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值仍然存在较大的差异。

发明内容

本发明的目的是：本发明实施例提供一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，以解决现有裂纹扩展寿命的计算方式，由于结构件采用的材料性能不稳定、结构件生产制造工艺方法不稳定等因素，而导致裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值通常存在较大差异的问题。

本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，包括：

步骤1，依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标点，并准确记录试验件裂纹扩展轨迹上所测量坐标点对应的循环次数；

步骤2，建立试验件的静强度有限元模型；

步骤3，在步骤2建立的静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对所述静强度有限元模型中选取的分析区域进行网格细化；

步骤4，建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子；

步骤5，根据所述步骤4中的到的每个裂尖的应力强度因子，计算裂纹扩展寿命理论值；

步骤6，根据步骤1中坐标点对应的循环次数计算裂纹扩展寿命试验值；

步骤7，根据步骤5得到的裂纹扩展寿命理论值和步骤6得到的裂纹扩展寿命试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤1中，根据裂纹扩展速率，以预设步长选取试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标(x_i,y_i)进行测量，并记录所测量坐标点对应的循环次数N_i，i＝1,...,Z，i为测量顺序号，Z为总测量次数。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤2，包括：

根据待分析试验件的结构特点及受力特点，通过创建约束、施加载荷并选取有限元单元类型，从而建立所述试验件的静强度有限元模型，所述有限元模型用于模拟试验件的真实受载情况。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤4中，建立含裂纹结构有限元模型，包括：

在步骤3得到的具有细化网格分析区域的静强度有限元模型基础上，通过引入试验件的真实裂纹，并将步骤1中所测量的每个坐标点(x_i,y_i)依次作为裂尖，分别对每个裂尖所在的有限元网格进行网格细化，并将网格细化后的裂尖所在的细化网格作为裂尖奇异单元，从而建立出含裂纹结构有限元模型。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤4中，依次计算试验件裂尖的应力强度因子，包括：

通过对含裂纹结构有限元模型进行应力分析，依次计算出每个裂尖的应力强度因子K_i；其中，所述每个裂尖的应力强度因子K_i即为步骤1中相应坐标点(x_i,y_i)对应裂尖的应力强度因子K_i。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤5包括：

根据所述步骤4中的到的每个裂尖的应力强度因子K_i，运用断裂力学方法计算裂纹扩展寿命理论值N”为：

其中，

其中，C和n为材料常数，R为应力比，i＝1,...,Z-1。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤6包括：

根据步骤1中坐标点对应的循环次数，计算裂纹扩展寿命试验值N为：

N＝N_Z-N₁，N₁和N_Z分别为步骤1中记录的裂纹扩展轨迹上的第1个坐标点(x₁,y₁)和第Z个坐标点(x_Z,y_Z)对应的循环次数。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤7包括：

所计算出的裂纹扩展寿命理论值分散系数f为：

本发明的优点是：

本发明针对飞机结构裂纹扩展寿命分散性较大、数值不易确定的问题，提出了一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法。本发明实施例提供的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法是在基于对飞机结构损伤容限试验件裂纹扩展轨迹准确测量、裂纹扩展长度及扩展寿命准确实测的基础上，通过建立真实裂纹扩展轨迹的损伤容限分析有限元模型，计算随着裂纹扩展轨迹的裂纹扩展寿命计算值，然后通过该裂纹扩展寿命计算值与试验裂纹扩展寿命实测值分析比较，即可得到飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法。本发明采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本发明可用于确定飞机结构裂纹扩展寿命理论值的分散系数，也可用于验证裂纹扩展寿命试验值。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法的流程图；

图2为本发明实施例中一种裂纹扩展轨迹的示意图；

图3为本发明实施例中一种含裂纹结构有限元模型的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

本发明实施例提供一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，是在基于对飞机结构损伤容限试验件裂纹扩展轨迹准确测量、裂纹扩展长度及扩展寿命准确实测的基础上，通过建立真实裂纹扩展轨迹的损伤容限分析有限元模型，计算随着裂纹扩展轨迹的裂纹扩展寿命理论值，然后通过该裂纹扩展寿命理论值与试验裂纹扩展寿命实测值分析比较，从而确定出飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

图1为本发明实施例提供的一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法的流程图。如图1所示，本发明实施例提供的基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，包括以下步骤：

步骤一、精确依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的各点坐标点(x_i,y_i)，并准确记录试验件裂纹扩展轨迹各坐标点对应的循环次数N_i。该步骤的具体实施方式为：

根据裂纹扩展速率，以预设步长选取试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标(x_i,y_i)进行测量，并记录所测量坐标点对应的循环次数N_i，i＝1...Z,i为测量顺序号，Z为总测量次数。如图2所示，为本发明实施例中一种裂纹扩展轨迹的示意图。

步骤二、建立试验件的静强度有限元模型。该步骤的具体实施方式为：

根据待分析对象的结构特点及受力特点，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。

步骤三、在步骤二建立的静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对所述静强度有限元模型中选取的分析区域进行网格细化。

步骤四、建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子。如图3所示，为本发明实施例中一种含裂纹结构有限元模型的示意图。

该步骤中建立含裂纹结构有限元模型的具体实施方式为：

在步骤三得到的具有细化网格分析区域的静强度有限元模型基础上，并将步骤一中所测量的每个坐标点(x_i,y_i)依次作为裂纹尖端，分别对每个裂尖所在的有限元网格进行网格细化，并将网格细化后的裂尖所在的细化网格定义为裂尖奇异单元，选取合适的单元类型，建立含裂纹结构有限元模型。

该步骤中计算该裂纹尖端的应力强度因子K_i的具体实施方式为：

通过对含裂纹结构有限元模型进行应力分析，依次计算出每个裂尖的应力强度因子K_i；其中，所述每个裂尖的应力强度因子K_i即为步骤1中相应坐标点(x_i,y_i)对应裂尖的应力强度因子K_i

步骤五、计算裂纹扩展寿命理论值N”。该步骤的具体实施方式为：

运用断裂力学方法计算裂纹扩展寿命理论值N”为：

其中，

这里，C和n为材料常数，R为应力比，i＝1...Z-1。

步骤六、计算裂纹扩展寿命试验值。该步骤的具体实施方式为：

计算裂纹扩展寿命试验值N，N＝N_Z-N₁，N₁和N_Z分别为步骤1中记录的裂纹扩展轨迹上的第1个坐标点(x₁,y₁)和第Z个坐标点(x_Z,y_Z)对应的循环次数。

步骤七、计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。该步骤的具体实施方式为：

根据步骤5得到的裂纹扩展寿命理论值和步骤6得到的裂纹扩展寿命试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数f为：

即可以确定出基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值的分散系数。

本发明实施例提供的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，也可用于验证和预测裂纹扩展寿命试验值。该裂纹扩展寿命理论值的分散系数可直接供设计者在其它含裂结构及其它裂纹扩展模式下应用，具体地，当待分析含裂结构的受载形式、材料性能、计算方法与已确定的分散系数确定过程中所采用的参数相同时，可直接用于作为待分析含裂结构的裂纹扩展寿命理论值的分散系数。本发明实施例中的裂纹真实扩展轨迹只是裂纹扩展模式中的一种，如果扩展模式、应力强度因子计算方法、裂纹扩展寿命计算方法及材料与本发明不同时，本发明实施例提供的裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法也可适用。

具体实施例

下面以某一具体实施例对本发明实施例提供的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法的具体实施方式做进一步详细说明。

该具体实施例提供的基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其实施方式如下：

已知：某飞机结构疲劳损伤容限试验件裂纹扩展轨迹及扩展寿命，试验件材料为7050，应力比R＝0.06。

该具体实施例提供的基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数确定方法，包括以下步骤：

步骤一、精确依次测量试验件裂纹扩展轨迹上各点坐标(x_i,y_i)，并准确记录试验件裂纹扩展轨迹各坐标点对应的循环次数N_i，i＝1...Z,i为测量顺序号，总测量次数Z＝9，裂纹扩展轨迹上第1个裂尖坐标点为(x₁,y₁)，对应的试验循环次数为N₁，裂纹扩展轨迹上第9个裂尖坐标点为(x₉,y₉)，如下表1所示，示意出各坐标点对应的试验循环次数为N₉。

表1

步骤二、建立试验件的静强度有限元模型。根据待分析对象的结构特点及受力特点，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。

步骤三、在步骤二建立的静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对所述静强度有限元模型中选取的分析区域进行网格细化。

步骤四、建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算裂尖的应力强度因子K_i。在步骤三得到的具有细化网格分析区域的静强度有限元模型基础上引入真实裂纹，并将步骤一中确定的所有坐标点(x_i,y_i)依次作为裂纹尖端，分别对每个裂尖所在的有限元网格进行网格细化，并将网格细化后的裂尖所在的细化网格定义为裂尖奇异单元，选取合适的单元类型，建立含裂纹结构有限元模型；计算该裂纹尖端的应力强度因子K_i，依次按照此方法建立含真实裂纹结构有限元模型并计算步骤一中所有坐标点(x_i,y_i)对应的裂尖的应力强度因子K_i，如下表2所示，示意出各坐标点对应的裂尖的应力强度因子：

表2

序号	1	2	3	4	5	6	7	8	9
										坐标x<u><sub>i</sub></u>	49.5	58.3	70.3	87.1	95.0	98.8	107.9	117.0	127.3
应力强度因子K<u><sub>i</sub></u>	697	824	891	931	1070	1020	967	938	861

步骤五、计算裂纹扩展寿命理论值N”。运用断裂力学方法计算裂纹扩展寿命理论值N”为：

其中，

这里，C和n为材料常数，应力比R＝0.06，经计算得N”＝10670。

步骤六、计算裂纹扩展寿命试验值N为：

N＝N_Z-N_i，N₁和N_Z分别为分别为步骤一中裂纹长度坐标为(x₁,y₁)，(x_Z,y_Z)时对应的循环次数。经计算，N＝15500-653＝14847。

步骤七、计算裂纹扩展寿命理论值分散系数f为：

经计算，

即可以确定出基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值的分散系数。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，包括：

步骤1，依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标点，并准确记录试验件裂纹扩展轨迹上所测量坐标点对应的循环次数；

步骤2，建立试验件的静强度有限元模型；

步骤3，在步骤2建立的静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对所述静强度有限元模型中选取的分析区域进行网格细化；

步骤4，建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子；

步骤5，根据所述步骤4中的到的每个裂尖的应力强度因子，计算裂纹扩展寿命理论值；

步骤6，根据步骤1中坐标点对应的循环次数计算裂纹扩展寿命试验值；

步骤7，根据步骤5得到的裂纹扩展寿命理论值和步骤6得到的裂纹扩展寿命试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。

2.根据权利要求1所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤1中，根据裂纹扩展速率，以预设步长选取试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标(x_i,y_i)进行测量，并记录所测量坐标点对应的循环次数N_i，i＝1,...,Z，i为测量顺序号，Z为总测量次数。

3.根据权利要求2所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤2，包括：

根据待分析试验件的结构特点及受力特点，通过创建约束、施加载荷并选取有限元单元类型，从而建立所述试验件的静强度有限元模型，所述有限元模型用于模拟试验件的真实受载情况。

4.根据权利要求3所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤4中，建立含裂纹结构有限元模型，包括：

在步骤3得到的具有细化网格分析区域的静强度有限元模型基础上，通过引入试验件的真实裂纹，并将步骤1中所测量的每个坐标点(x_i,y_i)依次作为裂尖，分别对每个裂尖所在的有限元网格进行网格细化，并将网格细化后的裂尖所在的细化网格作为裂尖奇异单元，从而建立出含裂纹结构有限元模型。

5.根据权利要求4所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤4中，依次计算试验件裂尖的应力强度因子，包括：

通过对含裂纹结构有限元模型进行应力分析，依次计算出每个裂尖的应力强度因子K_i；其中，所述每个裂尖的应力强度因子K_i即为步骤1中相应坐标点(x_i,y_i)对应裂尖的应力强度因子K_i。

6.根据权利要求5所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤5包括：

根据所述步骤4中的到的每个裂尖的应力强度因子K_i，运用断裂力学方法计算裂纹扩展寿命理论值N”为：

其中，

其中，C和n为材料常数，R为应力比，i＝1,...,Z-1。

7.根据权利要求6所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤6包括：

根据步骤1中坐标点对应的循环次数，计算裂纹扩展寿命试验值N为：

N＝N_Z-N₁，N₁和N_Z分别为步骤1中记录的裂纹扩展轨迹上的第1个坐标点(x₁,y₁)和第Z个坐标点(x_Z,y_Z)对应的循环次数。

8.根据权利要求7所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，其特征在于，所述步骤7包括：

所计算出的裂纹扩展寿命理论值分散系数f为：

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