一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其包括下列步驟：(1)確定裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)形式及含裂紋部分的材料，并確定材料的疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值ΔKth；(2)再確定結(jié)構(gòu)裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子；(3)對(duì)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中的裂紋長度進(jìn)行估算，并進(jìn)行分段處理；(4)根據(jù)分段情況，對(duì)載荷譜中低于疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值的應(yīng)力循環(huán)進(jìn)行刪除，形成各段裂紋長度對(duì)應(yīng)的載荷譜，最終應(yīng)用于裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)。本發(fā)明確定含裂紋結(jié)構(gòu)的裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子值，結(jié)合材料的疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值ΔKth；對(duì)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜進(jìn)行分段簡化，形成了一系列簡化的載荷譜，可直接用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，方法簡單易行，且能有效縮短試驗(yàn)周期。
【專利說明】一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機(jī)載荷譜加載技術(shù)，涉及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法。
【背景技術(shù)】
[0002]國內(nèi)航空界蓬勃發(fā)展，越來越多的民/軍機(jī)需要進(jìn)行疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，而試驗(yàn)周期一般都比較長，嚴(yán)重制約了飛機(jī)的研制時(shí)間，同時(shí)對(duì)人力、財(cái)力也是一種浪費(fèi)。
[0003]一直以來，通過簡化載荷譜來縮短試驗(yàn)周期的思路被延續(xù)著，在此基礎(chǔ)上，形成了低載截除、高載截取技術(shù)、簡化為常幅譜等。其中低載截除技術(shù)的思想就是對(duì)于載荷譜中對(duì)裂紋擴(kuò)展沒有做出貢獻(xiàn)的載荷級(jí)進(jìn)行截除，從而減小一塊載荷譜中的載荷級(jí)數(shù)以達(dá)到減少試驗(yàn)時(shí)間的目的。其中一項(xiàng)截除標(biāo)準(zhǔn)就是裂紋擴(kuò)展門檻值A(chǔ)Kth,其與裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子相關(guān)。
[0004]正是基于裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子在裂紋擴(kuò)展壽命計(jì)算中的重要地位，國內(nèi)外對(duì)其的研究已經(jīng)很深入，并形成了成熟的技術(shù)，如有限元素法(用的比較多)、工程法及試驗(yàn)方法。這些方法可以直接用來計(jì)算裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子，從而用于裂紋擴(kuò)展壽命的計(jì)算。
[0005]對(duì)于一般航空金屬材料，其裂紋擴(kuò)展壽命曲線分為三個(gè)部分:裂紋萌生階段、裂紋擴(kuò)展階段、快速擴(kuò)展階段，這是已被航空界所接受的理論。然而在現(xiàn)有技術(shù)航空疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中，由于航空金屬材料裂紋擴(kuò)展的復(fù)雜性，使得疲勞試驗(yàn)周期一般都比較長，嚴(yán)重制約了飛機(jī)的研制時(shí)間，增加了研制成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的:通過對(duì)試驗(yàn)用載荷譜進(jìn)行分段處理，提供一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，有效縮短了裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)周期。
[0007]本發(fā)明的技術(shù)方案:一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，先確定裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)形式及含裂紋部分的材料，并確定材料的疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值A(chǔ)Kth ;再確定結(jié)構(gòu)裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子；然后對(duì)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中的裂紋長度進(jìn)行估算，并進(jìn)行分段處理；最后根據(jù)分段情況，對(duì)載荷譜中低于疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值的應(yīng)力循環(huán)進(jìn)行刪除，形成各段裂紋長度對(duì)應(yīng)的載荷譜。
[0008]所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其具體過程如下:
[0009]步驟1:確定裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)形式及含裂紋部分的材料，并針對(duì)不同的材料，根據(jù)試片試驗(yàn)測得疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值A(chǔ)Kth;
[0010]步驟2:確定結(jié)構(gòu)裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子
[0011]其中，應(yīng)力強(qiáng)度因子的通常函數(shù)表達(dá)式如下:
[0012]K = f ( β , ο , a)
[0013]式中:
[0014]σ—加載應(yīng)力；[0015]a—為半裂紋長度；
[0016]β —構(gòu)型參數(shù)，與結(jié)構(gòu)構(gòu)型參數(shù)、裂紋長度有關(guān)；
[0017]其中，構(gòu)型參數(shù)β根據(jù)具體結(jié)構(gòu)查應(yīng)力強(qiáng)度因子手冊(cè)求的或者采用有限元方法間接求得應(yīng)力強(qiáng)度因子；
[0018]步驟3:對(duì)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中的臨界裂紋長度進(jìn)行估算；
[0019]步驟4:對(duì)裂紋長度進(jìn)行分段處理，裂紋長度的劃分與后續(xù)試驗(yàn)的精度關(guān)系對(duì)應(yīng)，裂紋萌生階段及穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段，多分段，而對(duì)裂紋快速擴(kuò)展階段，分成一段；
[0020]步驟5:對(duì)載荷譜進(jìn)行截除，形成一系列新的載荷譜
[0021]根據(jù)步驟4中的分段情況，并結(jié)合步驟2中的應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算公式，計(jì)算每段裂紋長度下對(duì)應(yīng)的最大應(yīng)力強(qiáng)度因子值，采用疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值對(duì)載荷譜中的應(yīng)力值進(jìn)行截除，最終形成一系列試驗(yàn)用載荷譜。
[0022]試驗(yàn)過程中，根據(jù)實(shí)際裂紋擴(kuò)展的長度選取不同的載荷譜進(jìn)行加載。
[0023]裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中，臨界裂紋長度的確定有凈截面屈服方法、斷裂韌性判據(jù)、R曲線判據(jù)及COD判據(jù)，選擇其中的一種或者幾種估算得到對(duì)具體結(jié)構(gòu)的臨界裂紋長度a。。
[0024]所述應(yīng)力強(qiáng)度因子的函數(shù)表達(dá)式為
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其特征在于，先確定裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)形式及含裂紋部分的材料，并確定材料的疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值A(chǔ)Kth ;再確定結(jié)構(gòu)裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子；然后對(duì)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中的裂紋長度進(jìn)行估算，并進(jìn)行分段處理；最后根據(jù)分段情況，對(duì)載荷譜中低于疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值的應(yīng)力循環(huán)進(jìn)行刪除，形成各段裂紋長度對(duì)應(yīng)的載荷譜。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其特征在于，具體過程如下: 步驟1:確定裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)形式及含裂紋部分的材料，并針對(duì)不同的材料，根據(jù)試片試驗(yàn)測得疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值A(chǔ)Kth; 步驟2:確定結(jié)構(gòu)裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子 其中，應(yīng)力強(qiáng)度因子的函數(shù)表達(dá)式如下:
K = f (β , ο , a) 式中: σ —加載應(yīng)力； a一為半裂紋長度； β—構(gòu)型參數(shù)，與結(jié)構(gòu)構(gòu)型參數(shù)、裂紋長度有關(guān)； 其中，構(gòu)型參數(shù)β根據(jù)具體結(jié)構(gòu)查應(yīng)力強(qiáng)度因子手冊(cè)求的或者采用有限元方法間接求得應(yīng)力強(qiáng)度因子； 步驟3:對(duì)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中的臨界裂紋長度進(jìn)行估算； 步驟4:對(duì)裂紋長度進(jìn)行分段處理，裂紋長度的劃分與后續(xù)試驗(yàn)的精度關(guān)系對(duì)應(yīng)，裂紋萌生階段及穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段，多分段，而對(duì)裂紋快速擴(kuò)展階段，分成一段； 步驟5:對(duì)載荷譜進(jìn)行截除，形成一系列新的載荷譜 根據(jù)步驟4中的分段情況，并結(jié)合步驟2中的應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算公式，計(jì)算每段裂紋長度下對(duì)應(yīng)的最大應(yīng)力強(qiáng)度因子值，采用疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值對(duì)載荷譜中的應(yīng)力值進(jìn)行截除，最終形成一系列試驗(yàn)用載荷譜。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其特征在于:試驗(yàn)過程中，根據(jù)實(shí)際裂紋擴(kuò)展的長度選取不同的載荷譜進(jìn)行加載。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其特征在于:裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中，臨界裂紋長度的確定有凈截面屈服方法、斷裂韌性判據(jù)、R曲線判據(jù)及COD判據(jù)，選擇其中的一種或者幾種估算得到對(duì)具體結(jié)構(gòu)的臨界裂紋長度a。。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其特征在于:應(yīng)力強(qiáng)度因子的函數(shù)表達(dá)式為
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)用載荷譜簡化方法，其特征在于:分段的方法根據(jù)截除載荷的標(biāo)準(zhǔn)而定，先確定截除的載荷大小Oi，然后通過公式(5)計(jì)算相應(yīng)的裂紋長度ai;那么對(duì)應(yīng)％時(shí)，刪除載荷譜譜中所有小于σ i的應(yīng)力值從而簡化試驗(yàn)載荷譜，達(dá)到縮短試驗(yàn)時(shí)間的目的，
【文檔編號(hào)】G01N3/00GK104034576SQ201410266931
【公開日】2014年9月10日 申請(qǐng)日期:2014年6月16日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月16日
【發(fā)明者】張侃, 龐寶才, 閆文偉, 臧偉鋒, 許飛 申請(qǐng)人:中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所