一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法技术

本发明专利技术公开一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，包括：对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式；上述飞机结构破坏模式分析方法采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本发明专利技术可用于判断该结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。

【技术实现步骤摘要】
一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法
本专利技术涉及但不限于航空疲劳断裂
，尤指一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法。
技术介绍
飞机飞行过程中，不可避免会出现各种可能的疲劳裂纹。当飞机一般结构件出现疲劳裂纹时，常采用常规修理技术进行修理即可。然而，当飞机结构关键件或重要件出现裂纹时，通常都要通过断口分析，明确裂纹产生的原因后，再确定修理方案进行修理。在进行断口分析时，目前常规的分析方式是先测量断口疲劳条带间的距离，反推裂纹扩展速率，估算出疲劳寿命，然后通过与结构件的设计寿命进行比较，以此来判断结构件出现疲劳裂纹是否属于异常破坏。然而，飞机在飞行过程中受载极其复杂，结构件受载是否在预期范围内，是否超过全机疲劳载荷谱中的最大载荷，结构件是否承受了较大的应力，这些问题仅凭断口分析是无法确定的。
技术实现思路
本专利技术的目的是：本专利技术实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，以解决目前的断口分析方式，对于结构件受载是否在预期范围内，是否超过全机疲劳载荷谱中的最大载荷，结构件是否承受了较大的应力等无法确定的问题。本专利技术的技术方案是：本专利技术实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，包括：对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断所述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述对断裂结构件进行断口电镜扫描分析之前，还包括：步骤1，在断裂结构件中选取并截取含全裂纹面的断口，对断口进行保护；步骤2，在断口背面建立裂纹扩展方向坐标标识线，并在坐标标识线上划分出用于进行电镜扫描的等分点。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述步骤2包括：所述建立标识线的方式为：以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线；所述等分点的划分方式为：将裂纹起始点和终点在断口背面的对应直线长度L划分成等间距的N个等分点。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述对断裂结构件进行断口电镜扫描分析，包括：步骤3，对所述步骤1选取的断口，采用电镜扫描仪器在步骤2建立的每个等分点处进行电镜扫面分析，扫描过程中确保每个等分点处均能清晰获取到规则的疲劳条带。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率，包括：步骤41，在每个等分点处对步骤3得到的电镜扫描结果进行分析，测量断口背面相邻疲劳条带之间距离；步骤42，采用多次、多处测量求平均值的方法，准确计算并得到每个等分点处裂纹扩展速率da/dN。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子，包括：步骤5，计算每个等分点处裂纹尖端应力强度因子ΔK，计算方式为：按照公式计算出每个等分点处裂纹尖端应力强度因子ΔK；其中，C和n为材料常数。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述推导裂纹远端应力最大值，包括：步骤6，计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σmax，计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σmax的方式为：其中，β为综合修正因子，R为应力比，R＝σ1/σ2，σ1，σ2分别为全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最小、最大应力。可选地，如上所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法中，所述判断所述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏，包括：步骤7，判断步骤6中得到的裂纹远端应力最大值σmax是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力σ2，如果超过，则确定出所述部位的破坏模式属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。本专利技术的优点是：本专利技术实施例针对飞行中飞机结构出现裂纹后破坏模式不易确定问题，提出了一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，该方法是在基于对断裂结构件进行断口电镜扫描分析的基础上，通过测量断口疲劳条带之间距离获得裂纹扩展速率，按照断裂力学方法，计算裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子值，反推出裂纹远端应力的最大值，从而通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最大应力，以此来判断该结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏。本专利技术采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本专利技术可用于判断该结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。附图说明附图用来提供对本专利技术技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本专利技术的技术方案，并不构成对本专利技术技术方案的限制。图1为本专利技术实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法的流程图；图2为本专利技术实施例中的断口疲劳条带的示意图；图3为本专利技术实施例中所建立出的坐标标识线的示意图；图4为本专利技术实施例中裂纹、裂纹尖端、远端应力的示意图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。本专利技术实施例提供的技术方案，在基于对断裂结构件进行断口电镜扫描分析的基础上，通过测量断口疲劳条带之间距离获得裂纹扩展速率，按照断裂力学方法计算裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子值，进而反推出裂尖远端应力的最大值，通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最大应力，从而提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法。本专利技术提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。下面结合附图对本专利技术做进一步详细说明。本专利技术实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，可以包括如下步骤：对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断所述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，其特征在于，包括：/n对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；/n通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；/n按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；/n根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；/n通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断所述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，其特征在于，包括：
对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；
通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；
按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；
根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；
通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断所述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。


2.根据权利要求1所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，其特征在于，所述对断裂结构件进行断口电镜扫描分析之前，还包括：
步骤1，在断裂结构件中选取并截取含全裂纹面的断口，对断口进行保护；
步骤2，在断口背面建立裂纹扩展方向坐标标识线，并在坐标标识线上划分出用于进行电镜扫描的等分点。


3.根据权利要求2所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，其特征在于，所述步骤2包括：
所述建立标识线的方式为：以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线；
所述等分点的划分方式为：将裂纹起始点和终点在断口背面的对应直线长度L划分成等间距的N个等分点。


4.根据权利要求3所述的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，其特征在于，所述对断裂结构件进行断口电镜扫描分析，包括：
步骤3，对所述步骤1选取的断口，采用电镜扫描仪器在步骤2建立的每个等分点处进行电镜扫面分析，扫描过程中确保每个等分点处均能清晰获取到规则的疲劳条带。

【专利技术属性】
技术研发人员：翟新康，田小幸，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61