[发明专利]一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法

说明书

本发明公开一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，包括：依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标点，并记录试验件裂纹扩展轨迹上所测量坐标点对应的循环次数；在静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对分析区域进行网格细化；建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子；根据每个裂尖的应力强度因子，计算裂纹扩展寿命理论值；根据循环次数计算裂纹扩展寿命试验值；根据裂纹扩展寿命理论值和试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。本发明的技术方案解决了现有裂纹扩展寿命的计算方式，裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值通常存在较大差异的问题。

技术领域

本发明涉及但不限于航空疲劳断裂技术领域，尤指一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法。

背景技术

在航空疲劳断裂领域，由于材料不稳定、生产制造工艺方法不稳定、计算方法有差异等因素，从而导致裂纹扩展寿命理论计算值与试验值分散性较大。

在飞机结构设计中，通常要对结构关键件、重要件进行疲劳及损伤容限分析评估。采用断裂力学方法进行损伤容限分析时，一般都是先假设结构件开裂模式，然后计算结构件的裂纹扩展寿命。

然而，目前在计算裂纹扩展寿命时，尽管已经按照手册中推荐的数值考虑了分散系数问题，但是由于结构件采用的材料性能不稳定、结构件生产制造工艺方法不稳定等，最后得到的裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值仍然存在较大的差异。

发明内容

本发明的目的是：本发明实施例提供一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，以解决现有裂纹扩展寿命的计算方式，由于结构件采用的材料性能不稳定、结构件生产制造工艺方法不稳定等因素，而导致裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值通常存在较大差异的问题。

本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种基于试验的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，包括：

步骤1，依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标点，并准确记录试验件裂纹扩展轨迹上所测量坐标点对应的循环次数；

步骤2，建立试验件的静强度有限元模型；

步骤3，在步骤2建立的静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对所述静强度有限元模型中选取的分析区域进行网格细化；

步骤4，建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子；

步骤5，根据所述步骤4中的到的每个裂尖的应力强度因子，计算裂纹扩展寿命理论值；

步骤6，根据步骤1中坐标点对应的循环次数计算裂纹扩展寿命试验值；

步骤7，根据步骤5得到的裂纹扩展寿命理论值和步骤6得到的裂纹扩展寿命试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤1中，根据裂纹扩展速率，以预设步长选取试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标(x_i,y_i)进行测量，并记录所测量坐标点对应的循环次数N_i，i＝1,...,Z，i为测量顺序号，Z为总测量次数。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤2，包括：

根据待分析试验件的结构特点及受力特点，通过创建约束、施加载荷并选取有限元单元类型，从而建立所述试验件的静强度有限元模型，所述有限元模型用于模拟试验件的真实受载情况。

可选地，如上所述的飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法中，所述步骤4中，建立含裂纹结构有限元模型，包括：