[发明专利]一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法

权利要求书

1.一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，其特征在于，包括：

步骤一、获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端；

步骤二、根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；

步骤三、根据所述飞机结构的应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子分别为已有裂纹尖端的Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；

步骤四、根据所述已有裂纹尖端的应力强度因子获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角

步骤五、获取裂纹轨迹的切线，所述切线是以所述已有裂纹尖端为起点，朝向已有裂纹扩展趋势建立的；

步骤六、根据所述切线和扩展角Q⁰获取射线，所述射线是以已有裂纹尖端为起点，将所述切线旋转扩展角Q⁰得到的；

步骤七、确定所述射线上距离所述已有裂纹尖端预设距离L处的点为第1裂纹经过点；

步骤八、确定i的取值为1；

步骤九、根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，根据细化后的飞机结构的应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取所述第i经过点的应力强度因子分别为第i经过点Ⅰ型、Ⅱ型应力强度因子；根据所述应力强度因子获取所述第i经过点的裂尖扩展方向扩展角Qⁱ，根据所述射线和扩展角Qⁱ获取新的射线，确定所述新的射线上距离所述第i经过点预设距离L处的点为第i+1经过点；

步骤十、将i的取值加1，若i的取值未达到M，则重复执行步骤九；若否，则执行步骤十一；M为大于1的正整数，所述i的取值为从1至M的正整数；

步骤十一、根据所述已有裂纹尖端和M个经过点，通过样条曲线拟合，获取裂纹扩展轨迹。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述射线和扩展角Qⁱ获取新的射线，包括：

在Qⁱ大于等于0时，以第i经过点为起点，将所述射线逆时针旋转所述扩展角Qⁱ，得到新的射线；

在Qⁱ小于0时，以第i经过点为起点，将所述射线顺时针旋转所述扩展角Qⁱ，得到新的射线。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据裂纹轨迹和已有裂纹尖端坐标，建立飞机结构的应力强度因子有限元模型，包括：

选取结构分析区域；

根据裂纹轨迹、已有裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述切线和扩展角Q⁰获取射线，包括：

在Q⁰≥0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q⁰，得到所述射线；

在Q⁰0时，以已有裂纹尖端坐标位置为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q⁰，得到所述射线。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设距离L的取值范围为2mm-5mm。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端，包括：

利用光学放大镜工具，采用渗透和测量方法，确定飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端。也包括预先假设的开裂模式和裂纹尖端。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第i裂纹经过点，对所述飞机结构的应力强度因子有限元模型进行细化，包括：

在飞机结构的应力强度因子有限元模型上，对所述第i裂纹经过点的尖端区域进行有限元网格加密，得到细化后的飞机结构的应力强度因子有限元模型。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

将所述第i裂纹经过点的尖端区域内的网格单元设置为应力奇异单元。