[发明专利]一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机载荷谱加载技术，涉及一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法。

背景技术

国内航空界蓬勃发展，越来越多的民/军机需要进行疲劳/裂纹扩展试验，而试验周期一般都比较长，严重制约了飞机的研制时间，同时对人力、财力也是一种浪费。

一直以来，通过简化载荷谱来缩短试验周期的思路被延续着，在此基础上，形成了低载截除、高载截取技术、简化为常幅谱等。其中低载截除技术的思想就是对于载荷谱中对裂纹扩展没有做出贡献的载荷级进行截除，从而减小一块载荷谱中的载荷级数以达到减少试验时间的目的。其中一项截除标准就是裂纹扩展门槛值ΔK_th，其与裂纹尖端应力强度因子相关。

正是基于裂纹尖端应力强度因子在裂纹扩展寿命计算中的重要地位，国内外对其的研究已经很深入，并形成了成熟的技术，如有限元素法(用的比较多)、工程法及试验方法。这些方法可以直接用来计算裂尖应力强度因子，从而用于裂纹扩展寿命的计算。

对于一般航空金属材料，其裂纹扩展寿命曲线分为三个部分：裂纹萌生阶段、裂纹扩展阶段、快速扩展阶段，这是已被航空界所接受的理论。然而在现有技术航空疲劳/裂纹扩展试验中，由于航空金属材料裂纹扩展的复杂性，使得疲劳试验周期一般都比较长，严重制约了飞机的研制时间，增加了研制成本。

发明内容

本发明的目的：通过对试验用载荷谱进行分段处理，提供一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，有效缩短了裂纹扩展试验周期。

本发明的技术方案：一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，先确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并确定材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；再确定结构裂纹尖端的应力强度因子；然后对裂纹扩展试验中的裂纹长度进行估算，并进行分段处理；最后根据分段情况，对载荷谱中低于疲劳裂纹扩展门槛值的应力循环进行删除，形成各段裂纹长度对应的载荷谱。

所述的飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法，其具体过程如下：

步骤1：确定裂纹扩展试验件的结构形式及含裂纹部分的材料，并针对不同的材料，根据试片试验测得疲劳裂纹扩展门槛值ΔK_th；

步骤2：确定结构裂纹尖端的应力强度因子

其中，应力强度因子的通常函数表达式如下：

K＝f(β，σ，a)

式中：

σ—加载应力；

a—为半裂纹长度；

β—构型参数，与结构构型参数、裂纹长度有关；

其中，构型参数β根据具体结构查应力强度因子手册求的或者采用有限元方法间接求得应力强度因子；

步骤3：对裂纹扩展试验中的临界裂纹长度进行估算；

步骤4：对裂纹长度进行分段处理，裂纹长度的划分与后续试验的精度关系对应，裂纹萌生阶段及稳态扩展阶段，多分段，而对裂纹快速扩展阶段，分成一段；

步骤5：对载荷谱进行截除，形成一系列新的载荷谱

根据步骤4中的分段情况，并结合步骤2中的应力强度因子计算公式，计算每段裂纹长度下对应的最大应力强度因子值，采用疲劳裂纹扩展门槛值对载荷谱中的应力值进行截除，最终形成一系列试验用载荷谱。

试验过程中，根据实际裂纹扩展的长度选取不同的载荷谱进行加载。

裂纹扩展试验中，临界裂纹长度的确定有净截面屈服方法、断裂韧性判据、R曲线判据及COD判据，选择其中的一种或者几种估算得到对具体结构的临界裂纹长度a_c。

所述应力强度因子的函数表达式为

分段的方法根据截除载荷的标准而定，先确定截除的载荷大小σ_i，然后通过公式(5)计算相应的裂纹长度a_i，那么对应a_i时，删除载荷谱谱中所有小于σ_i的应力值从而简化试验载荷谱，达到缩短试验时间的目的，