以ABAQUS為平臺(tái),基于擴(kuò)展有限元方法,采用最大周向拉應(yīng)力準(zhǔn)則,對(duì)翼梁腹板在彎、剪聯(lián)合作用下的復(fù)合型裂紋開裂角以及裂紋擴(kuò)展進(jìn)行研究,并進(jìn)行了單翼梁腹板裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)驗(yàn)證。研究結(jié)果表明,采用擴(kuò)展有限元分析,不需要重新劃分網(wǎng)格,逼真地模擬翼梁腹板的復(fù)合型裂紋擴(kuò)展行為,節(jié)約了計(jì)算成本,能夠?yàn)槭芰?fù)雜航空結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展分析提供方便途徑。 

【文章來源】：航空科學(xué)技術(shù). 2020,31(02)

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

附加函數(shù)的加強(qiáng)節(jié)點(diǎn)和裂尖極坐標(biāo)

機(jī)翼翼梁是飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞及損傷容限設(shè)計(jì)中的危險(xiǎn)部位，翼梁結(jié)構(gòu)失效直接關(guān)系到飛機(jī)的飛行安全。對(duì)于航空結(jié)構(gòu)的機(jī)翼翼梁，總體受力為承受剪力和彎矩的聯(lián)合作用，如圖2所示。對(duì)于使用損傷容限設(shè)計(jì)的翼梁結(jié)構(gòu)，當(dāng)受拉緣條裂紋擴(kuò)展失效以后，裂紋擴(kuò)展到翼梁腹板，在腹板上的擴(kuò)展過程由于受到腹板切應(yīng)力和整個(gè)翼梁承受彎矩的共同作用時(shí)，裂紋擴(kuò)展速度較快，裂紋方向更為復(fù)雜，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一種較為危險(xiǎn)的失效模式，對(duì)于在翼梁腹板上的裂紋擴(kuò)展分析在工程上的應(yīng)用尤為重要。在整個(gè)機(jī)翼翼盒結(jié)構(gòu)中，翼梁緣條裂紋擴(kuò)展過程中，翼梁承受的彎矩會(huì)小部分轉(zhuǎn)移到蒙皮結(jié)構(gòu)，翼梁腹板的切應(yīng)力保持不變，緣條完全斷裂后，腹板承受彎矩引起的拉應(yīng)力以及切應(yīng)力，屬于典型的Ⅰ型和Ⅱ型裂紋同時(shí)存在的復(fù)合型裂紋擴(kuò)展。緣條斷裂以后裂紋會(huì)沿著一個(gè)角度繼續(xù)在腹板擴(kuò)展。裂紋擴(kuò)展示意圖如圖3所示。

翼梁腹板裂紋擴(kuò)展示意圖

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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