一种飞机壁板的剩余强度分析方法

技术领域

本发明属于航空强度分析方法，涉及对复杂含裂飞机壁板的剩余强度分析方法。

背景技术

剩余强度是指含损伤结构所能承受的最大载荷，用于评估飞机结构出现裂纹后的寿命。对结构进行剩余强度分析是飞机强度设计中一个重要环节。现有的剩余强度分析中，主要以断裂力学准则为基础进行分析，其中有应力强度因子理论、能量原理、J积分以及COD准则等，但在实际的工程问题中，物理结构大多数都是非线性的。大多数金属在低应变值时都具有良好的线性应力－应变关系，然而在高应变时材料发生屈服，此时材料的响应成为非线性且不可恢复。因此，对于结构的塑性问题，尤其是对于形式复杂的结构就很难用这些理论准则进行计算。

发明内容

本发明的目的是：基于弹塑性的有限元仿真分析的剩余强度分析方法，考虑了材料的弹塑性，模型与实际结构一致，提出一种操作简单，计算方便且精度的飞机壁板的剩余强度分析方法。

一种飞机壁板的剩余强度分析方法，该飞机壁板含有蒙皮和长桁，蒙皮和长桁通过铆钉连接，已知该飞机壁板的设计参数，该设计参数中含有飞机壁板受损伤的裂纹参数及材料的弹塑性参数，其特征在于包含以下步骤：1)根据飞机壁板的设计参数，建立飞机壁板的实体模型，在该实体模型中，简化实体铆钉，采用弹簧元模拟壁板与长桁之间的铆钉连接关系；2)将飞机壁板受损伤的裂纹参数引入实体模型；3)将实体模型进行有限元网格的划分；4)选择裂纹尖端所在网格单元相邻的一个裂尖临近单元作为结构失效判据单元；5)对实体模型的一端固支，一端施加位移约束，使实体模型承受位移约束施加的边界支反力；6)当该结构失效判据单元的应力达到材料破坏强度时，选择该时刻的边界支反力作为剩余强度值。

本申请的有益效果在于：对于复杂含损伤结构的剩余强度有较高的计算精度，且只需知道材料的弹性模量、屈服强度和破坏强度，无需考虑裂尖奇异性。适用于对损伤部件结构的剩余强度计算。

以下结合实施例附图随本申请做进一步详细描述。

附图说明

图1是有限元建模示意图。

图2是裂尖临近单元示意图。

图3是有限元模型网格划分示意图。

图4是有限元结果云图。

图5是裂纹尖端放大图。

图中编号说明：1飞机壁板实体模型、2裂纹、3裂尖临界单元

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。基于弹塑性有限元仿真分析的剩余强度分析方法，该飞机壁板含有蒙皮和长桁，蒙皮和长桁通过铆钉连接，已知该飞机壁板的设计参数，该设计参数中含有飞机壁板受损伤的裂纹参数及材料的弹塑性参数，根据飞机壁板的设计参数，建立飞机壁板的实体模型，在该实体模型中，简化实体铆钉，采用弹簧元模拟壁板与长桁之间的铆钉连接关系；在建模时引入材料的弹塑性，同时将蒙皮和长桁材料的弹塑性参数引入实体模型。将实体模型进行有限元网格的划分，对实体模型的一端固支，一端施加位移约束，使实体模型承受位移约束施加的边界支反力。选择裂纹尖端所在网格单元相邻的一个裂尖临近单元作为结构失效判据单元，即当离裂纹尖端临近单元的应力达到破坏强度的时候就认为该结构已经失效，最好选择裂纹尖端扩展方向上的裂尖临近单元作为结构失效判据单元。当该结构失效判据单元的应力达到材料破坏强度时，选择该时刻的边界支反力作为剩余强度值。

1)利用ABAQUS建模时，各个部件选用实体建模。重点关注一端的支反力，而非铆钉处的应力/应变情况，因此简化实体铆钉，采用弹簧元模拟蒙皮与长桁之间的铆钉连接关系。图1为建立完铆钉连接的模型图。其中，飞机壁板实体模型1中间位置含有裂纹2，裂纹2长度取给定的临界裂纹长度。

2)基于弹塑性的剩余强度分析需要在ABAQUS材料参数中加入塑性参数，定义塑性参数如图2所示。

3)施加约束时，一端施加位移约束，另一端固定。实际试验通过两端连接板加载，只有轴向载荷没有弯曲载荷，故对飞机壁板实体模型夹持段连接区域进行厚度方向约束。网格划分时，考虑到飞机壁板实体模型复杂，曲线和倒角较多，单元类型选择C3D4四面体实体单元，网格划分如图3所示。

4)选择裂纹尖端的裂尖临界单元3区域达到极限强度作为结构件破坏准则，即当离裂尖临近单元3的应力达到破坏强度的时候就认为该结构已经失效，并选择该时刻的边界支反力作为剩余强度值。图4为裂尖区域到达破坏强度的应力云图，对应剩余强度为2688KN，裂尖细节放大图见图5所示。实施时，最好选择裂纹尖端扩展方向上的裂尖临近单元作为结构失效判据单元。

本文提出的剩余强度分析方法与传统工程算法及试验结果对比见表1。可见本文提出的剩余强度分析方法具有较高的计算精度，可以方便地应用于复杂结构型式，该方法使用简便、结果可靠，具有一定的工程实用价值。

表1各类算法与试验结果对比