[發明專利]一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法

在審

• 申請號: 202011598069.0
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112763526A
• 公開（公告）日: 2021-05-07
• 發明（設計）人: 翟新康;田小幸
• 申請（專利權）人: 中國航空工業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

本發明公開一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，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；上述飛機結構破壞模式分析方法采用的理論分析方法正確，工程概念明確，步驟清晰。本發明可用于判斷該結構件破壞是否屬于正常疲勞破壞以外的破壞模式。

技術領域

本發明涉及但不限于航空疲勞斷裂技術領域，尤指一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法。

背景技術

飛機飛行過程中，不可避免會出現各種可能的疲勞裂紋。當飛機一般結構件出現疲勞裂紋時，常采用常規修理技術進行修理即可。然而，當飛機結構關鍵件或重要件出現裂紋時，通常都要通過斷口分析，明確裂紋產生的原因后，再確定修理方案進行修理。

在進行斷口分析時，目前常規的分析方式是先測量斷口疲勞條帶間的距離，反推裂紋擴展速率，估算出疲勞壽命，然后通過與結構件的設計壽命進行比較，以此來判斷結構件出現疲勞裂紋是否屬于異常破壞。

然而，飛機在飛行過程中受載極其復雜，結構件受載是否在預期范圍內，是否超過全機疲勞載荷譜中的最大載荷，結構件是否承受了較大的應力，這些問題僅憑斷口分析是無法確定的。

發明內容

本發明的目的是：本發明實施例提供一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，以解決目前的斷口分析方式，對于結構件受載是否在預期范圍內，是否超過全機疲勞載荷譜中的最大載荷，結構件是否承受了較大的應力等無法確定的問題。

本發明的技術方案是：本發明實施例提供一種基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法，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。

可選地，如上所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法中，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。

可選地，如上所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法中，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。

可選地，如上所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法中，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則的疲勞條帶。

可選地，如上所述的基于斷口分析的飛機結構破壞模式分析方法中，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：