[發(fā)明專利]一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法

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• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112763526A
• 公開（公告）日: 2021-05-07
• 發(fā)明（設計）人: 翟新康;田小幸
• 申請（專利權）人: 中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G01N23/2251
• 分類號: G01N23/2251;B64F5/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

1.一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，包括：

對斷裂結構件進行斷口電鏡掃描分析；

通過測量斷口相鄰疲勞條帶之間距離，獲得裂紋擴展速率；

按照斷裂力學方法，計算出裂紋擴展方向上裂紋尖端應力強度因子；

根據裂紋尖端應力強度因子推導出裂紋遠端應力最大值；

通過判斷應力最大值是否超過全機疲勞有限元模型求解中相應部位的當量最大應力，從而判斷所述斷裂結構件的破壞模式是否屬于正常疲勞破壞以外的破壞模式。

2.根據權利要求1所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述對斷裂結構件進行斷口電鏡掃描分析之前，還包括：

步驟1，在斷裂結構件中選取并截取含全裂紋面的斷口，對斷口進行保護；

步驟2，在斷口背面建立裂紋擴展方向坐標標識線，并在坐標標識線上劃分出用于進行電鏡掃描的等分點。

3.根據權利要求2所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述步驟2包括：

所述建立標識線的方式為：以裂紋起始點在斷口背面的對應位置為原點，沿裂紋擴展方向建立裂紋擴展方向上的坐標標識線；

所述等分點的劃分方式為：將裂紋起始點和終點在斷口背面的對應直線長度L劃分成等間距的N個等分點。

4.根據權利要求3所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述對斷裂結構件進行斷口電鏡掃描分析，包括：

步驟3，對所述步驟1選取的斷口，采用電鏡掃描儀器在步驟2建立的每個等分點處進行電鏡掃面分析，掃描過程中確保每個等分點處均能清晰獲取到規(guī)則的疲勞條帶。

5.根據權利要求3所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述通過測量斷口相鄰疲勞條帶之間距離，獲得裂紋擴展速率，包括：

步驟41，在每個等分點處對步驟3得到的電鏡掃描結果進行分析，測量斷口背面相鄰疲勞條帶之間距離；

步驟42，采用多次、多處測量求平均值的方法，準確計算并得到每個等分點處裂紋擴展速率da/dN。

6.根據權利要求5所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述計算出裂紋擴展方向上裂紋尖端應力強度因子，包括：

步驟5，計算每個等分點處裂紋尖端應力強度因子ΔK，計算方式為：

按照公式計算出每個等分點處裂紋尖端應力強度因子ΔK；

其中，C和n為材料常數。

7.根據權利要求6所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述推導裂紋遠端應力最大值，包括：

步驟6，計算每個等分點處裂紋遠端應力最大值σ_max，計算每個等分點處裂紋遠端應力最大值σ_max的方式為：

其中，β為綜合修正因子，R為應力比，R＝σ₁/σ₂，σ₁，σ₂分別為全機疲勞有限元模型求解中該部位的當量最小、最大應力。

8.根據權利要求7所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，其特征在于，所述判斷所述斷裂結構件的破壞模式是否屬于正常疲勞破壞以外的破壞，包括：

步驟7，判斷步驟6中得到的裂紋遠端應力最大值σ_max是否超過全機疲勞有限元模型求解中相應部位的當量最大應力σ₂，如果超過，則確定出所述部位的破壞模式屬于正常疲勞破壞以外的破壞模式。