基于ABAQUS/Franc3D的孔边疲劳裂纹扩展分析

为了研究孔边疲劳裂纹扩展规律,联合有限元建模软件ABAQUS和断裂力学分析软件Franc3D对不同角度初始孔边裂纹扩展过程进行仿真,得出应力强度因子的变化趋势,并对孔边裂纹在随机疲劳载荷作用下的疲劳裂纹扩展过程进行仿真,得出裂纹扩展长度-载荷循环次数(a-N)曲线。结果表明:在疲劳载荷作用下与水平方向夹角越小的初始裂纹扩展速率越大,结构剩余寿命越短。联合仿真方式为飞机损伤容限设计和评估结构剩余寿命提供一种分析方法。     

先进飞机典型结构关键部位损伤容限分析研究

通过改进的裂纹扩展分析程序对飞机关键部位进行相应载荷谱下的损伤容限分析和评定,依据关键部位模拟试件的损伤容限试验结果,确切给出该关键部位的损伤扩展能力评估并预测扩展寿命和剩余强度。全尺寸疲劳试验根据损伤容限评定结论进行了检查,保证了试验的成功,取得了良好的效果。     

机身蒙皮孔边裂纹修理的损伤容限评定

针对某型飞机机身蒙皮天线通过孔出现的裂纹,给出了具体的修理方案,结合结构几何特点和受载形式建立了修理结构的有限元细节模型,利用损伤容限分析流程及方法,进行了裂纹扩展分析和剩余强度分析,给出了开裂部位的裂纹扩展寿命和检查周期。分析结果显示,给定的修理方案满足损伤容限设计要求。该损伤容限分析流程及分析方法可以为此类结构修理的损伤容限评定提供参考。     

大型飞机机身整体壁板纵向裂纹止裂分析

针对大型飞机机身整体壁板纵向裂纹损伤容限试验件进行剩余强度计算与裂纹止裂分析，经有限元建模计算得到两跨内不同直裂纹长度下的应力强度因子及卜应力，应用线弹性断裂力学准则得出整体壁板剩余强度曲线，对裂纹扩展至两跨时的止裂特性进行分析。依据计算与分析结果，提出了供设计人员参考的壁板修改建议。最后应用线弹性二阶裂纹转折理论对裂纹能否在扩展至两跨长度前发生转折进行了分析。     

机身加筋壁板环向裂纹损伤容限试验与分析

机身壁板是飞机结构中的主要承力构件,也是损伤的主要产生部位,研究机身加筋壁板的裂纹扩展规律和剩余强度特性具有重要意义。在轴向拉伸载荷作用下,对含环向裂纹的机身加筋壁板进行损伤容限试验;利用ANSYS有限元软件对试验件进行应力强度因子分析,估算裂纹扩展寿命;基于线弹性断裂力学准则和线弹性断裂力学加塑性修正准则,计算剩余强度特征曲线,并对比分析计算结果和试验结果。结果表明:计算得到的裂纹扩展寿命与试验结果的相对误差为6.3%,满足工程要求;线弹性断裂力学加塑性修正准则估算的剩余强度更为合理,误差仅为2.6%,且偏安全。     

某机平尾大轴断裂损伤容限评定分析

根据某机平尾大轴在做疲劳试验时突然发生完全断裂,究其原因进行了损伤容限评定分析,并得出了分析结论:由于管壁腐蚀穿透裂纹已大于疲劳载荷谱工作应力所对应的临界裂纹长度,因此裂纹产生了不稳定扩展,换句话说,也就是疲劳载荷谱工作应力已大于腐蚀裂纹长度所对应的剩余强度要求值,因此导致了该大轴突然发生快速断裂。     

机身某部位连接区疲劳和损伤容限分析

从疲劳和损伤容限的概念出发,对某机身13长桁的框腹板进行受力情况、疲劳寿命、裂纹扩展寿命和剩余强度分析,充分讨论了与框腹板相连的接头的可靠性。在考虑精度的情况下用子模型的方式节省了很多计算时间,用扩展有限元法预测裂纹扩展的轨迹也与实验相吻合,为工程应用提供了简洁有效的途径。     

安—24飞机延寿疲劳试验中裂纹临界长度和扩展寿命的计算

在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。     

起落架结构损伤容限设计初步探讨

本文探讨了有关起落架结构损伤容限设计的强度设计逻辑程序。给出了损伤容限要求,疲劳使用载荷谱及环境腐蚀影响的疲劳分散系数,以及依据表面裂纹长度估算深度公式。探讨了用由裂纹扩展速率积分而得的S-N曲线按Miner理论进行结构断裂分析方法。给出了用裂纹扩展增量描述的疲劳损伤,以及按裂纹扩展损伤等效原则的试验应力谱折算公式。     

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

多处损伤特性的研究

对老龄飞机结构中存在的多处损伤 ( MSD)进行了研究。从 MSD试件的裂纹扩展实验中得出 :MSD服从净截面屈服破坏准则 ;MSD使剩余强度明显降低,临界裂纹尺寸大大减小,裂纹扩展寿命显著缩短,从而使损伤容限能力减退,破损安全不复存在。试用组合法求解 MSD裂纹的应力强度因子,并将其用于 MSD裂纹的扩展分析,所得裂纹扩展寿命计算结果与实验符合良好     

机身壁板裂纹容限分析的工程方法在某运输机上的应用

 In this paper, the stress strength factor of fuselage stiffened panels of transport airplanes has been obtained by using two-dimensional, analytical solution, curvature correc tion and nonuniform stress correction. Based on the Kc criterion critical crack length has been obtained. By using the fast integral technic the residual strength and residual life under random spectra for skin circumferential crack at the typical broken stringer and for longitudinal crack at the typical broken frame were obtained and analysed. Then by analyzing the above numerical results, the basic information for determining the life of the transport airplane has been provided. The above calculation is conducted on a IBM236 microcomputer.Due to the use of analytical and fast integral approaches the method used in this paper is convenient and economic.It can be used for crack tolerance analysis of other airplane structures.     

Residual Strength of Stiffened LY12CZ Aluminum Alloy Panels with Widespread Fatigue Damage

Experimental and analytical investigations on the residual strength of the stiffened LY12CZ aluminum alloy panels with widespread fatigue damage （WFD） are conducted. Nine stiffened LY12CZ aluminum alloy panels with three different types of damage are tested for residual strength. Each specimen is pre-cracked at rivet holes by saw cuts and subjected to a monotonically increasing tensile load until failure is occurred and the failure load is recorded. The stress intensity factors at the tips of the lead crack and the adjacent WFD cracks of the stiffened aluminum alloy panels are calculated by compounding approach and finite element method （FEM） respectively. The residual strength of the stiffened panels with WFD is evaluated by the engineering method with plastic zone linkup criterion and the FEM with apparent fracture toughness criterion respectively. The predicted residual strength agrees well with the experiment results. It indicates that in engineering practice these methods can be used for residual strength evaluation with the acceptable accuracy. It can be seen from this research that WFD can significantly reduce the residual strength and the critical crack length of the stiffened panels with WFD. The effect of WFD crack length on residual strength is also studied.     

一种多部位损伤全寿命分析的工程方法

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。     

民用飞机蒙皮加筋壁板损伤容限分析方法探讨

主要介绍了民用飞机蒙皮加筋壁板损伤容限的分析方法,以中间筋条断裂的两跨纵向裂纹为例,将影响结构损伤容限特性的因素分为三部分进行计算,分别是加筋效应、鼓胀效应以及应力分布效应,最终得到相对应的裂纹尖端的应力强度因子并且进行裂纹扩展分析及剩余强度计算。文中选取实例采用这种方法进行计算,并将计算结果与试验数据对比,两者吻合较好,说明了本方法的可行性及实用性。     

不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散性研究

飞机损伤结构疲劳寿命分散系数是分析损伤结构疲劳寿命分散程度的重要参数。针对飞机常用铝合金材料，开展预置损伤试验件疲劳测试。采用相关系数比较法，判断损伤结构剩余疲劳寿命分布类型；通过断口观察和数据统计处理，分析损伤与疲劳寿命关系及含损伤结构剩余疲劳寿命分散性规律。结果表明：含损伤结构剩余疲劳寿命更加符合威布尔分布；含预置损伤结构较未预置损伤结构疲劳寿命下降明显，随预置损伤尺寸增加，结构剩余疲劳寿命逐步降低，剩余疲劳寿命分散性增大，不同初始损伤结构疲劳寿命分散性差异较大。本文研究为建立飞机不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散系数模型提供参考依据。     

多裂纹结构中的多部位／多元件相互影响因子

多裂纹损伤严重影响飞机连接结构的损伤容限能力,针对多裂纹损伤结构引入了多部位相互影响因子（MSIF）和多元件相互影响因子（MEIF）的概念,以此来反映裂纹之间的相互影响,并给出了获得这两个影响因子的有限元计算过程。对典型的含多裂纹结构进行了模拟计算,获得了不同开裂状态下各裂纹尖端处的多部位相互影响因子和多元件相互影响因...     

压气机叶片的损伤容限研究

本文用断裂力学方法对压气机和风扇转子叶片作损伤容限分析。采用20节点立体元对叶片作应力场和位移场计算,用裂纹表面位移法求解裂尖应力强度因子K_Ⅰ、K_Ⅱ及K_Ⅲ随裂纹长度a变化的关系。根据叶片材料的断裂韧性K_IC、叶片径向伸长量δ_c以及自振频率偏移量f_c值来确定转子叶片失效的准则及临界裂纹长度a_c值。利用Paris公式并考虑到高周振动应力对低周疲劳裂纹扩展的影响求得叶片的损伤容限寿命N_f。文中给出了某压气机叶片的算例。为了研究自振频率随裂纹长度变化的关系,进行了叶片振动实验