[發明專利]一種飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法

在審

• 申請號: 202011602557.4
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112818571A
• 公開（公告）日: 2021-05-18
• 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: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

1.一種飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，包括：

步驟1，依次測量試驗件裂紋擴展軌跡上的多個坐標點，并準確記錄試驗件裂紋擴展軌跡上所測量坐標點對應的循環次數；

步驟2，建立試驗件的靜強度有限元模型；

步驟3，在步驟2建立的靜強度有限元模型中，根據裂紋所在區域選取分析區域，并對所述靜強度有限元模型中選取的分析區域進行網格細化；

步驟4，建立含裂紋結構有限元模型，并依次計算試驗件裂尖的應力強度因子；

步驟5，根據所述步驟4中的到的每個裂尖的應力強度因子，計算裂紋擴展壽命理論值；

步驟6，根據步驟1中坐標點對應的循環次數計算裂紋擴展壽命試驗值；

步驟7，根據步驟5得到的裂紋擴展壽命理論值和步驟6得到的裂紋擴展壽命試驗值，計算裂紋擴展壽命理論值分散系數。

2.根據權利要求1所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟1中，根據裂紋擴展速率，以預設步長選取試驗件裂紋擴展軌跡上的多個坐標(x_i,y_i)進行測量，并記錄所測量坐標點對應的循環次數N_i，i＝1,...,Z，i為測量順序號，Z為總測量次數。

3.根據權利要求2所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟2，包括：

根據待分析試驗件的結構特點及受力特點，通過創建約束、施加載荷并選取有限元單元類型，從而建立所述試驗件的靜強度有限元模型，所述有限元模型用于模擬試驗件的真實受載情況。

4.根據權利要求3所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟4中，建立含裂紋結構有限元模型，包括：

在步驟3得到的具有細化網格分析區域的靜強度有限元模型基礎上，通過引入試驗件的真實裂紋，并將步驟1中所測量的每個坐標點(x_i,y_i)依次作為裂尖，分別對每個裂尖所在的有限元網格進行網格細化，并將網格細化后的裂尖所在的細化網格作為裂尖奇異單元，從而建立出含裂紋結構有限元模型。

5.根據權利要求4所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟4中，依次計算試驗件裂尖的應力強度因子，包括：

通過對含裂紋結構有限元模型進行應力分析，依次計算出每個裂尖的應力強度因子K_i；其中，所述每個裂尖的應力強度因子K_i即為步驟1中相應坐標點(x_i,y_i)對應裂尖的應力強度因子K_i。

6.根據權利要求5所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟5包括：

根據所述步驟4中的到的每個裂尖的應力強度因子K_i，運用斷裂力學方法計算裂紋擴展壽命理論值N”為：

其中，

其中，C和n為材料常數，R為應力比，i＝1,...,Z-1。

7.根據權利要求6所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟6包括：

根據步驟1中坐標點對應的循環次數，計算裂紋擴展壽命試驗值N為：

N＝N_Z-N₁，N₁和N_Z分別為步驟1中記錄的裂紋擴展軌跡上的第1個坐標點(x₁,y₁)和第Z個坐標點(x_Z,y_Z)對應的循環次數。

8.根據權利要求7所述的飛機結構裂紋擴展壽命理論值分散系數的確定方法，其特征在于，所述步驟7包括：

所計算出的裂紋擴展壽命理論值分散系數f為：