[发明专利]一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法

权利要求书

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。

5.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。

6.根据权利要求5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。

7.根据权利要求6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σ_max，计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σ_max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。

8.根据权利要求7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σ_max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。