為了研究飛機(jī)蒙皮譜載疲勞裂紋擴(kuò)展情況,建立含裂紋蒙皮有限元模型,利用FRANC3D裂紋分析軟件計(jì)算蒙皮三維裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子,研究不同網(wǎng)格參數(shù)對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響,并與解析解進(jìn)行比較,確定裂紋前緣網(wǎng)格參數(shù)取值范圍,然后對(duì)蒙皮表面裂紋在隨機(jī)疲勞載荷譜下的裂紋擴(kuò)展過程進(jìn)行分析,得出裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度-載荷循環(huán)次數(shù)曲線,該曲線對(duì)于采用數(shù)學(xué)模型評(píng)估結(jié)構(gòu)剩余壽命方面具有一定的參考價(jià)值。 

【文章來源】：西安航空學(xué)院學(xué)報(bào). 2020,38(01)

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

FRANC3D計(jì)算流程圖

裂紋前緣單元環(huán)半徑為0.1 mm,單元環(huán)層數(shù)n=i(i=2,3,4,5,8,10)。為保證裂紋前緣單元數(shù)量一致,增加層數(shù)時(shí)要使單元的長(zhǎng)徑比增大。不同單元層數(shù)的應(yīng)力強(qiáng)度因子值如圖4所示,不同層數(shù)下的FRANC3D數(shù)值解與解析解對(duì)比如表3所示,由表3可知,當(dāng)單元層數(shù)2<n<4時(shí)計(jì)算誤差較小,建議設(shè)置單元層數(shù)為2～4。表3 不同層數(shù)下的FRANC3D數(shù)值解與解析解對(duì)比 裂紋前緣位置 單元層數(shù)n 解析解(MPa/mm2) 數(shù)值解(MPa/mm2) 相對(duì)誤差% 裂紋前緣位置 單元層數(shù)n 解析解(MPa/mm2) 數(shù)值解(MPa/mm2) 相對(duì)誤差% 2 169.5422 0.30 2 170.6402 2.96 3 169.3557 0.19 3 170.1074 3.26 4 173.2717 2.51 4 175.6812 0.10 45° 5 169.0289 179.2500 6.04 90° 5 175.8575 179.7576 2.21 8 189.0425 11.84 8 191.2932 8.77 10 192.7278 14.02 10 195.3553 11.08

單元層進(jìn)比分別取1.0,1.2,1.5和1.8。不同層進(jìn)比下的裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子值如圖5所示。不同層進(jìn)比的FRANC3D數(shù)值解與解析解對(duì)比如表4所示,由表4可知,當(dāng)層進(jìn)比H取1、1.2時(shí)計(jì)算誤差較小,因此在設(shè)置層進(jìn)比時(shí),建議取層進(jìn)比為1或1.2。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
[1]機(jī)身蒙皮廣布疲勞損傷試驗(yàn)研究與數(shù)值分析[D]. 楊亞寧.中國(guó)民航大學(xué) 2016
[2]飛機(jī)蒙皮裂紋擴(kuò)展有限元分析[D]. 王沖.上海交通大學(xué) 2012



本文編號(hào)：3446500