[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

说明书

本发明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，尤指一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明的目的是：本发明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。

本发明的技术方案是：本发明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：