[發明專利]一種飛機結構裂紋擴展試驗用載荷譜簡化方法

有效

• 申請號: 201410266931.6
• 申請日: 2014-06-16
• 公開（公告）號: CN104034576B
• 公開（公告）日: 2016-11-02
• 發明（設計）人: 張侃;龐寶才;閆文偉;臧偉鋒;許飛
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G01N3/00
• 分類號: G01N3/00;G06F19/00
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉麗萍

技術領域

本發明屬于飛機載荷譜加載技術，涉及一種飛機結構裂紋擴展試驗用載荷譜簡化方法。

背景技術

國內航空界蓬勃發展，越來越多的民/軍機需要進行疲勞/裂紋擴展試驗，而試驗周期一般都比較長，嚴重制約了飛機的研制時間，同時對人力、財力也是一種浪費。

一直以來，通過簡化載荷譜來縮短試驗周期的思路被延續著，在此基礎上，形成了低載截除、高載截取技術、簡化為常幅譜等。其中低載截除技術的思想就是對于載荷譜中對裂紋擴展沒有做出貢獻的載荷級進行截除，從而減小一塊載荷譜中的載荷級數以達到減少試驗時間的目的。其中一項截除標準就是裂紋擴展門檻值ΔK_th，其與裂紋尖端應力強度因子相關。

正是基于裂紋尖端應力強度因子在裂紋擴展壽命計算中的重要地位，國內外對其的研究已經很深入，并形成了成熟的技術，如有限元素法(用的比較多)、工程法及試驗方法。這些方法可以直接用來計算裂尖應力強度因子，從而用于裂紋擴展壽命的計算。

對于一般航空金屬材料，其裂紋擴展壽命曲線分為三個部分：裂紋萌生階段、裂紋擴展階段、快速擴展階段，這是已被航空界所接受的理論。然而在現有技術航空疲勞/裂紋擴展試驗中，由于航空金屬材料裂紋擴展的復雜性，使得疲勞試驗周期一般都比較長，嚴重制約了飛機的研制時間，增加了研制成本。

發明內容

本發明的目的：通過對試驗用載荷譜進行分段處理，提供一種飛機結構裂紋擴展試驗用載荷譜簡化方法，有效縮短了裂紋擴展試驗周期。

本發明的技術方案：一種飛機結構裂紋擴展試驗用載荷譜簡化方法，先確定裂紋擴展試驗件的結構形式及含裂紋部分的材料，并確定材料的疲勞裂紋擴展門檻值ΔK_th；再確定結構裂紋尖端的應力強度因子；然后對裂紋擴展試驗中的裂紋長度進行估算，并進行分段處理；最后根據分段情況，對載荷譜中低于疲勞裂紋擴展門檻值的應力循環進行刪除，形成各段裂紋長度對應的載荷譜。

所述的飛機結構裂紋擴展試驗用載荷譜簡化方法，其具體過程如下：

步驟1：確定裂紋擴展試驗件的結構形式及含裂紋部分的材料，并針對不同的材料，根據試片試驗測得疲勞裂紋擴展門檻值ΔK_th；

步驟2：確定結構裂紋尖端的應力強度因子

其中，應力強度因子的通常函數表達式如下：

K＝f(β，σ，a)

式中：

σ—加載應力；

a—為半裂紋長度；

β—構型參數，與結構構型參數、裂紋長度有關；

其中，構型參數β根據具體結構查應力強度因子手冊求的或者采用有限元方法間接求得應力強度因子；

步驟3：對裂紋擴展試驗中的臨界裂紋長度進行估算；

步驟4：對裂紋長度進行分段處理，裂紋長度的劃分與后續試驗的精度關系對應，裂紋萌生階段及穩態擴展階段，多分段，而對裂紋快速擴展階段，分成一段；

步驟5：對載荷譜進行截除，形成一系列新的載荷譜

根據步驟4中的分段情況，并結合步驟2中的應力強度因子計算公式，計算每段裂紋長度下對應的最大應力強度因子值，采用疲勞裂紋擴展門檻值對載荷譜中的應力值進行截除，最終形成一系列試驗用載荷譜。

試驗過程中，根據實際裂紋擴展的長度選取不同的載荷譜進行加載。

裂紋擴展試驗中，臨界裂紋長度的確定有凈截面屈服方法、斷裂韌性判據、R曲線判據及COD判據，選擇其中的一種或者幾種估算得到對具體結構的臨界裂紋長度a_c。

所述應力強度因子的函數表達式為

分段的方法根據截除載荷的標準而定，先確定截除的載荷大小σ_i，然后通過公式(5)計算相應的裂紋長度a_i，那么對應a_i時，刪除載荷譜譜中所有小于σ_i的應力值從而簡化試驗載荷譜，達到縮短試驗時間的目的，