[發(fā)明專利]一種飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法

在審

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• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112818571A
• 公開（公告）日: 2021-05-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 翟新康;田小幸
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)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

本發(fā)明公開一種飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法，包括：依次測量試驗件裂紋擴展軌跡上的多個坐標點，并記錄試驗件裂紋擴展軌跡上所測量坐標點對應(yīng)的循環(huán)次數(shù)；在靜強度有限元模型中，根據(jù)裂紋所在區(qū)域選取分析區(qū)域，并對分析區(qū)域進行網(wǎng)格細化；建立含裂紋結(jié)構(gòu)有限元模型，并依次計算試驗件裂尖的應(yīng)力強度因子；根據(jù)每個裂尖的應(yīng)力強度因子，計算裂紋擴展壽命理論值；根據(jù)循環(huán)次數(shù)計算裂紋擴展壽命試驗值；根據(jù)裂紋擴展壽命理論值和試驗值，計算裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)。本發(fā)明的技術(shù)方案解決了現(xiàn)有裂紋擴展壽命的計算方式，裂紋擴展壽命理論值與裂紋擴展壽命試驗值通常存在較大差異的問題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及但不限于航空疲勞斷裂技術(shù)領(lǐng)域，尤指一種飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法。

背景技術(shù)

在航空疲勞斷裂領(lǐng)域，由于材料不穩(wěn)定、生產(chǎn)制造工藝方法不穩(wěn)定、計算方法有差異等因素，從而導(dǎo)致裂紋擴展壽命理論計算值與試驗值分散性較大。

在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，通常要對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件、重要件進行疲勞及損傷容限分析評估。采用斷裂力學(xué)方法進行損傷容限分析時，一般都是先假設(shè)結(jié)構(gòu)件開裂模式，然后計算結(jié)構(gòu)件的裂紋擴展壽命。

然而，目前在計算裂紋擴展壽命時，盡管已經(jīng)按照手冊中推薦的數(shù)值考慮了分散系數(shù)問題，但是由于結(jié)構(gòu)件采用的材料性能不穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)件生產(chǎn)制造工藝方法不穩(wěn)定等，最后得到的裂紋擴展壽命理論值與裂紋擴展壽命試驗值仍然存在較大的差異。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是：本發(fā)明實施例提供一種飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法，以解決現(xiàn)有裂紋擴展壽命的計算方式，由于結(jié)構(gòu)件采用的材料性能不穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)件生產(chǎn)制造工藝方法不穩(wěn)定等因素，而導(dǎo)致裂紋擴展壽命理論值與裂紋擴展壽命試驗值通常存在較大差異的問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：本發(fā)明實施例提供一種基于試驗的飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法，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(yīng)的循環(huán)次數(shù)；

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(jù)裂紋所在區(qū)域選取分析區(qū)域，并對所述靜強度有限元模型中選取的分析區(qū)域進行網(wǎng)格細化；

步驟4，建立含裂紋結(jié)構(gòu)有限元模型，并依次計算試驗件裂尖的應(yīng)力強度因子；

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

步驟6，根據(jù)步驟1中坐標點對應(yīng)的循環(huán)次數(shù)計算裂紋擴展壽命試驗值；

步驟7，根據(jù)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(shù)。

可選地，如上所述的飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法中，所述步驟1中，根據(jù)裂紋擴展速率，以預(yù)設(shè)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(yīng)的循環(huán)次數(shù)N_i，i＝1,...,Z，i為測量順序號，Z為總測量次數(shù)。

可選地，如上所述的飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法中，所述步驟2，包括：

根據(jù)待分析試驗件的結(jié)構(gòu)特點及受力特點，通過創(chuàng)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。

可選地，如上所述的飛機結(jié)構(gòu)裂紋擴展壽命理論值分散系數(shù)的確定方法中，所述步驟4中，建立含裂紋結(jié)構(gòu)有限元模型，包括：