[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

说明书

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置，该方法包括确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；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；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；获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角；获取裂纹的裂纹轨迹的切线；根据所述切线和扩展角获取射线；确定射线上距离裂纹尖端预设距离L处的点，即该点为裂纹的止裂孔的中心位置的确定方法。该发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。

技术领域

本发明属于航空结构耐久性与损伤容限设计领域，特别是涉及到一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置。

背景技术

飞机在飞行过程中，不可避免会出现各种可能的疲劳裂纹。当发现飞机结构存在宏观可见裂纹时，应根据含裂纹结构件的结构形式、受力状态、裂纹长短、深浅程度以及危及飞行安全的严重程度和修理条件等，制定合理的修理方案。

一般说来，当蒙皮等薄壁结构件出现较短裂纹时，通常采用打止裂孔的方法止裂。但是打止裂孔时，除了对止裂孔孔径、打孔方法、孔填充工艺等有严格外，止裂孔位置的选取尤其重要。

如果将止裂孔打在了裂纹的中间、或止裂孔位置太靠近裂纹尖端或裂纹扩展延长线虽然经过了止裂孔但未经过孔中心，则即使打了止裂孔，也起不到止裂作用。因此，建立一个飞机结构疲劳裂纹修理中的止裂孔位置的精确确定方法，显得更有必要。

发明内容

本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置，缓解了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。

本发明一方面提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法，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。

可选的，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。

可选的，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。

可选的，所述预设距离L的取值范围为2-5mm。