飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析.pdf

《飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析.pdf（4页珍藏版）》请在淘文阁 - 分享文档赚钱的网站上搜索。

1、 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/第11卷 第3期2006年6月哈 尔 滨 理 工 大 学 学 报JOURNAL HARB I N UN I V.SCI.&TECH.Vol111 No13Jun.,2006飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析高东宇1,林日新2(1.哈尔滨理工大学 科研处,黑龙江 哈尔滨150080;2.哈尔滨不锈钢制品厂,黑龙江 哈尔滨150001)摘 要:重点研究了飞机机翼的疲劳与断裂问题.对机翼疲劳裂纹扩展进行了理论分析.介绍了疲劳断裂

2、过程有限元模拟的几种方法,运用有限元分析软件ABAQUS.对飞机机翼疲劳断裂过程进行了有限元分析,结果表明,在加载条件下,飞机机翼发生疲劳断裂的最危险部位位于机翼根部.关键词:有限元;疲劳断裂;裂纹扩展中图分类号:O34文献标识码:A文章编号:1007-2683(2006)03-0018-04Finite ElementAnalysis ofAerofoil Fatigue FailureGAO Dong2yu1,LIN Ri2xin2(1.Science Study,Harbin Univ.Sci.Tech.,Harbin 150080,China;2.Harbin Stainless St

3、eel Products Factory,Harbin 150001,China)Abstract:Aerofoil fatigue Failure is researched in this paper.Crack propagation of aerofoil is analyzed.Themethods of finite element analysisof fatigue failure are introduced.ABAQUS is used to si mulate aerofoil fatigue fail2ure.The condition of loading indic

4、ates that the worst hazardous area is in airfoil rootwhen fatigue fracture occurs.Key words:finite element;fatigue fracture;fatigue crack growth收稿日期:2005-03-13作者简介:高东宇(1969-),男,哈尔滨理工大学讲师.疲劳与断裂是引起工程结构和构件失效的最主要原因1-2,工程实际中发生的疲劳断裂破坏占全部力学破坏的50%90%,是机械结构失效最常见的形式.断裂的产生是因为有裂纹存在,而裂纹萌生并扩展到足以引起断裂的原因则大多是由于疲劳引起.

5、国内外由于疲劳断裂所造成的航空故障和事故数目众多,在飞行器设计和制造过程中必须重视可能的疲劳断裂问题.有限元分析以其高精确度、高可靠性、低成本等优点,成为目前机械、材料、航空航天、土木工程、船舶、铁道、石化等众多领域不可缺少的辅助分析工具3.本文以飞机机翼为例,采用有限元软件ABAQUS,对疲劳断裂过程进行了模拟和分析.1 机翼疲劳裂纹扩展的分析图1为飞机机翼的设计载荷谱,该构件的工况分为起飞、巡航、降落、停飞等几个阶段,分别对应不同的载荷水平.载荷循环次数可以按起落次数计算,一个起落包含各种工况下的许多变幅载荷循环.起落次数与载荷循环数间可以换算.图1中将100个起落合并为一个典型载荷循环块

6、,整个变幅载荷谱便是该载荷块谱的重复作用.裂纹通常起源于高应力处,而出现高应力的部位 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/一般为应力集中处以及构件表面.由于机翼所选用的材料通常是比较优质的金属材料,故由于材料缺陷而产生裂纹的可能性不大,机翼发生断裂事故的主要原因是在机翼固定于机身的部位产生了高应力 受到弯曲应力和扭转应力的作用,并且在循环载荷下,经过一段时间后产生了疲劳裂纹.对于小裂纹的疲劳扩展,目前多采用弹塑性断裂力学进行分析.疲劳裂纹扩展速率da/dN(

7、或da/dt),是指在疲劳载荷作用下,裂纹长度a随循环次数N或循环载荷作用时间t的变化率,它可以反映出裂纹扩展的快慢.111a-N曲线与疲劳裂纹扩展控制参量图2所示的a-N曲线给出了裂纹长度随载荷循环次数的变化规律.a-N曲线的斜率就是裂纹扩展速率da/dN.裂尖应力强度因子K=fa,其中f是几何修正因子.由a-N曲线可知:对于给定的a,循环应力幅 增大,即K增大,则曲线斜率da/dN增大,故裂纹扩展速率da/dN的控制参量是应力强度因子幅度K=f(,a),即da/dN=0K=KmaxR 0(2)112da/dN-K曲线图3是在双对数坐标中画出的da/dN-K曲线图.从图中可以看出da/dN-

8、K曲线可以分为低、中、高速率3个区域.1)1区为低速率区.该区随着应力强度因子幅度K的降低,裂纹扩展速率迅速下降,到某一值Kth时,裂纹扩展速率趋近于零(da/dN 10-9m/C).若K Kth,可以认为裂纹不发生扩展.Kth是反映疲劳裂纹是否扩展的一个重要的材料参数,称为疲劳裂纹扩展的门槛应力强度因子幅度.2)2区为中速率裂纹扩展区.此处,裂纹扩展速率一般在(10-910-5)m/C范围内.在中速率区内,da/dN-K有良好的对数线性关系.利用这一关系可以进行疲劳裂纹扩展寿命预测.3)3区为高速率区.在这一区域内,da/dN大,裂纹扩展快,寿命短.其对裂纹扩展寿命的贡献通常可以不考虑.随着

9、裂纹扩展速率的迅速增大,裂纹尺寸迅速增大,断裂发生.断裂的发生由断裂条件Kmax KC控制.因为K=(1-R)Kmax,所以图3中的渐近线为K=(1-R)KC.113裂纹扩展速率公式对于中速率区的稳定裂纹扩展,lg(da/dN)-lgK间的线性关系可表达为da/dN=C(K)m(3)式(3)表明,应力强度因子幅度K是疲劳裂纹扩展的主要控制参量,K增大(即载荷水平 增大或裂纹尺寸a增大),则裂纹扩展速率da/dN增大.裂纹扩展参数C、m是描述材料疲劳裂纹扩展性能的基本参数,由试验确定.在低速率区内,主要是控制应力强度因子幅度的门槛值Kth,进行裂纹不扩展设计,即裂纹不发生裂纹扩展的条件为K Kt

10、h(4)其中,Kth也是由试验确定的描述材料疲劳裂纹扩展性能的重要的基本参数.如果将裂纹扩展速率从中速率区向高速率区转变的应力强度因子幅度记作 KT,则当R=0时,KT就等于最大循环应力作用下的KmaxT.KmaxT=01006 37Eys(5)其中:E为弹性模量;ys为屈服极限,单位为MPa.114参数C、m的确定由疲劳裂纹扩展试验确定参数C,m,方法如下:91第3期高东宇等:飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/1)用标准

11、件在=常数,R=0,a=a0条件下,进行疲劳裂纹扩展试验.2)记录、ai、Ni数据.3)由(ai,Ni)数据,估计扩展速率(da/dN)i,其公式为(da/dN)i=(ai+1-ai)/(Ni+1-Ni)(6)4)由(,?ai)数据,估计对应于?ai的应力强度因子幅度(K)i.5)将裂纹扩展速率公式两边取对数后写为lg(da/dN)=lgC+mlg(K)(7)利用上述(da/dN)i,(K)i数据,按式(7)作最小二乘线性拟合,即可确定材料参数C、m.2 疲劳断裂过程有限元模拟的几种方法当构件产生裂纹时,其扩展方式遵循一定的规律.根据扩展方式的不同,一般有以下这些方法:1)增量法 增量法在基于

12、有限元的裂纹扩展模拟当中是合理的.在模拟的任一步,裂纹都是通过小的增值传递的,然后在新的几何形势下进行一次有限元计算,这是随后机械断裂评估的基础,由此决定了下一步裂纹的增加.其过程简图如图4所示.2)重分网格法 为了弄清楚裂纹末端的走势,在结构件中采用有限元网格增量法.但从“数字”的观点(局部)来看,最好的选择是将其临近的裂缝进行完全重新划分网格,如图5所示.3)松解技术法 裂纹扩展插入的另一个非常简单的方法称为松解法.裂纹通过连续的有限元节点松解并沿着给定路线快速扩展,如图6中的黑线.如果使用一种已经假定的“独立”方法,那么裂纹路径在开始模拟前就已经知道了.用这样的方式把适合操作网格的算法与

13、这种技术结合起来是可能的.在每次模拟过程中最初一步计算的裂缝扩展被另外的有限元节点、边缘、面所实现,然后“松解”精确地执行那些目标.4)通过特殊网格结构移动的裂纹扩展 出于对简单而可靠的断裂机械性的评估,在裂缝前方的临近处即时创建一个理想形状的特殊网格,并且通过结构沿着裂缝前方扩展一步步的模拟如图7所示,这种方式也被用来研究疲劳断裂的变化过程.移动特殊网格这一想法通过有限元子模型来进行扩展,这同时需要许多有限元代码来支持.通过这种技术的使用,可以建立原始结构的部分子网格,当它从整体网格的解决办法中获得它的边界条件时,这个子网格不需要将自身连接到原始的整体网格中.借助这种方法,特殊网格在避免精细

14、网格连接过程条件下可以较容易地作为附属模型来定义.3 疲劳断裂的有限元模拟结果及分析采用有限元分析软件ABAQUS对机翼的疲劳断裂过程进行分析.首先建立机翼的三维模型,如图8所示.采用三维六面体网格对模型进行划分.飞机飞行过程中机翼主要受到表面压力(即上表面受到吸力,下表面受到压力)和前进的阻力以及机身处的反作用力,据此将这些外力相应施加到模型上.分析中采用了上文的增量法.图9是用ABAQUS分析得到的应力应变云图.可见,最危险的部位出现在梁的根部(即图中的深色部位).如果飞机的机翼出现断裂,那么就在这个部位开始.02哈 尔 滨 理 工 大 学 学 报 第11卷 1994-2010 China

15、 Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/机翼的固定是靠其内部钢架结构焊接或者用螺栓连接的,因此,如果机翼出现裂纹,也是内部的连接部位先出现.对机翼的内部结构进行断裂模拟,可将该过程看作先出现一段小裂纹,在这段小裂纹的基础上,裂纹再进行扩展.其初始有限元模型如图10所示.裂纹的扩展过程也可以用裂纹表面随时间变化曲线和裂纹深度随时间变化曲线表示,线图分别如11和图12所示.可以看出,裂纹刚开始扩展的时候,其变化速度比较慢,随着时的间增加裂纹的扩展速度逐渐加快,到了某一时刻,构件就可能会突然产生断

16、裂.这也验证了前面对裂纹扩展速率的理论分析是正确的.4 结 语有限元模拟是进行飞机机翼疲劳断裂过程模拟的有效方法.通过运用有限元分析软件ABAQUS模拟得到的结果表明:在加载条件下,最危险的部位出现在机翼的根部,如果飞机机翼出现断裂,将首先从这个部位开始;裂纹刚开始扩展的时候,其变化速率比较慢,随着时间的变化,裂纹的扩展速度加快,到了某一时刻,构件就将突然产生断裂.参 考 文 献:1 俞茂宏,YOSHI M I NE M,强洪夫,等.强度理论的发展和展望J.工程力学,2004,21(6):1-20.2 许占显.用检测残余应力方法预报航空件突变断裂的可行性J.航空制造技术,2004(5):69-72.3 王勖成.有限单元法M.北京:清华大学出版社.2003.(编辑:付长缨)12第3期高东宇等:飞机机翼疲劳断裂过程的有限元分析