[发明专利]一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置

权利要求书

1.一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，其特征在于，包括：

步骤一、确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；

步骤二、根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；

步骤三、根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子K_I、K_II，K_I、K_II分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；

步骤四、根据所述裂纹尖端应力强度因子K_I、K_II，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角

步骤五、获取裂纹的裂纹轨迹的切线，所述切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；

步骤六、根据所述切线和扩展角Q获取射线，所述射线是以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线旋转扩展角Q得到的；

步骤七、确定所述射线上距离所述裂纹尖端预设距离L处的点，所述点为裂纹的止裂孔的中心位置。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型，包括：

选取结构分析区域；

根据裂纹轨迹、裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立含裂纹的飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述切线和扩展角Q获取射线，包括：

在Q≥0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线；

在Q0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。

5.一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定装置，其特征在于，包括：

裂纹获取模块，用于确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹坐标曲线和裂纹尖端坐标；

模型获取模块，用于根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；

应力强度因子获取模块，用于根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子K_I、K_II，K_I、K_II分别为Ⅰ型、Ⅱ型裂纹尖端应力强度因子；

扩展角获取模块，用于根据所述裂纹尖端应力强度因子K_I、K_II，获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角

切线获取模块，用于获取裂纹的裂纹轨迹的切线，所述切线是以裂纹尖端坐标为起点，朝向裂纹扩展趋势建立的；

射线获取模块，用于根据所述切线和扩展角Q获取射线，所述射线是以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线旋转扩展角Q得到的；

止裂孔位置确定模块，用于确定所述射线上距离所述裂纹尖端L处的点为裂纹的止裂孔的中心位置。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述模型获取模块具体用于，选取结构分析区域；

根据裂纹轨迹、裂纹尖端坐标、预设飞机结构的支持及约束，以及飞机结构的预设载荷，建立含裂纹的飞机结构的所述结构分析区域的应力强度因子有限元模型。

7.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述射线获取具体用于，

在Q≥0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线逆时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线；

在Q0时，以裂纹尖端坐标为起点，将所述切线顺时针旋转所述扩展角Q，得到所述射线。

8.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。