飛機(jī)結(jié)構(gòu)的三維損傷容限耐久性預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)與虛擬試驗(yàn)技術(shù)-飛機(jī)(編輯修改稿)
2025-08-10 02:39 本頁(yè)面
【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 目前正在應(yīng)用CAD/CAE技術(shù)和先進(jìn)理論方法，通過(guò)對(duì)大型有限元軟件的二次開(kāi)發(fā)來(lái)實(shí)現(xiàn)：1) 裂紋自動(dòng)插入飛機(jī)結(jié)構(gòu)模型；2) 裂紋在常幅和變幅疲勞載荷作用下的自動(dòng)演化；3) 將有限元軟件與并行計(jì)算機(jī)集群計(jì)算端口對(duì)接，進(jìn)行飛機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)三維損傷容限耐久性虛擬試驗(yàn)。二 現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的局限性和技術(shù)瓶頸在現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，數(shù)控整體機(jī)架主承力結(jié)構(gòu)得到大量使用，因而含缺陷結(jié)構(gòu)的三維效應(yīng)對(duì)飛機(jī)壽命和安全性的影響日益突出。我國(guó)對(duì)飛機(jī)壽命的確定主要基于已生產(chǎn)出的成品進(jìn)行實(shí)物模擬試驗(yàn)。進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，尤其是全尺寸的飛機(jī)疲勞試驗(yàn)，耗費(fèi)巨大，試驗(yàn)周期長(zhǎng)，試驗(yàn)次數(shù)將受到極大的限制。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和數(shù)值分析技術(shù)的高度發(fā)展，虛擬試驗(yàn)在從國(guó)防裝備到民用品開(kāi)發(fā)研制中具有越來(lái)越重要的地位。通過(guò)虛擬試驗(yàn)技術(shù)，能夠有效拓展全尺寸試驗(yàn)的效用，使一次試驗(yàn)可以拓展出數(shù)次、數(shù)十次試驗(yàn)的效用，切實(shí)指導(dǎo)定型和服役使用。并在數(shù)字化設(shè)計(jì)的任何階段，對(duì)任何部件、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)在可能的使用工況和環(huán)境下進(jìn)行虛擬試驗(yàn)，優(yōu)化設(shè)計(jì)。但是，虛擬試驗(yàn)的可行性和可信度是核心挑戰(zhàn)。對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)，主要技術(shù)瓶頸是[3, 4, 14]：1) 從材料性能數(shù)據(jù)到實(shí)際復(fù)雜三維結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和壽命等性能缺乏科學(xué)可靠的分析預(yù)測(cè)方法；目前大多數(shù)損傷容限分析和耐久性預(yù)測(cè)主要建立在二維疲勞斷裂理論的基礎(chǔ)之上，無(wú)法反映三維結(jié)構(gòu)的裂紋演化和破壞模式及其對(duì)壽命的數(shù)個(gè)量級(jí)的可能影響。2) 對(duì)塊體結(jié)構(gòu)的損傷容限與耐久性缺乏研究，而飛機(jī)的主承力部件和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)多為塊體結(jié)構(gòu)，尤其在大面積使用整體部件的現(xiàn)代飛機(jī)中，三維特征很強(qiáng)，這方面的理論基礎(chǔ)和分析技術(shù)都十分薄弱。3) 飛機(jī)復(fù)雜傳力路徑致使從任務(wù)剖面確定關(guān)鍵部位局部應(yīng)力水平困難；4) 以往強(qiáng)度設(shè)計(jì)主要考慮應(yīng)力因素，對(duì)加工質(zhì)量、環(huán)境等因素的定量影響估計(jì)困難。這是目前的飛機(jī)設(shè)計(jì)、定型時(shí)不得不進(jìn)行全機(jī)疲勞試驗(yàn)的重要原因。5) 實(shí)際結(jié)構(gòu)的裂紋問(wèn)題的復(fù)雜多樣性是制約設(shè)計(jì)單位采用損傷容限技術(shù)的主要障礙。通用分析軟件的直觀方法難以湊效，設(shè)計(jì)之前就建立強(qiáng)度因子庫(kù)等很不現(xiàn)實(shí)，發(fā)展虛擬試驗(yàn)技術(shù)是解決問(wèn)題的根本途徑。6) 比之靜、動(dòng)、熱力學(xué)分析，損傷容限與耐久性虛擬試驗(yàn)必須涉及微觀初始質(zhì)量、三維裂紋結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)到部件、全機(jī)受載的近十個(gè)尺度量級(jí)的跨越，對(duì)多尺度建模和并行計(jì)算技術(shù)提出要求。三 可望取得的突破1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)三維損傷容限和耐久性核心技術(shù)發(fā)展基于先進(jìn)的三維疲勞斷裂理論和自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的三維損傷容限和耐久性關(guān)鍵技術(shù)，解決從材料性能到三維復(fù)雜結(jié)構(gòu)性能的跨越。這是虛擬試驗(yàn)的科學(xué)基礎(chǔ)和核心技術(shù)，具體研究?jī)?nèi)容包括：1) 基于材料基準(zhǔn)曲線的三維裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)技術(shù)：準(zhǔn)確預(yù)測(cè)三維復(fù)雜塊體結(jié)構(gòu)各類裂紋疲勞擴(kuò)展壽命和疲勞擴(kuò)展模式。2) 基于材料基本斷裂韌性數(shù)據(jù)的三維結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)技術(shù)：解決從標(biāo)準(zhǔn)材料性能試驗(yàn)到實(shí)際結(jié)構(gòu)斷裂的跨越，解決不同裂紋形式的統(tǒng)一問(wèn)題，解決復(fù)雜載荷工況下三維結(jié)構(gòu)裂紋的起裂預(yù)測(cè)技術(shù)等關(guān)鍵問(wèn)題。3) 基于三維疲勞和斷裂的統(tǒng)一理論，建立從材料、結(jié)構(gòu)初始質(zhì)量和實(shí)際結(jié)構(gòu)當(dāng)前損傷狀況預(yù)測(cè)其疲勞壽命或耐久性的技術(shù)。2 復(fù)雜工況下的飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)技術(shù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞損傷總是在復(fù)雜服役載荷工況和環(huán)境作用下逐步演化至破壞的過(guò)程。然而，復(fù)雜工況下的疲勞裂紋擴(kuò)展、三維復(fù)合型裂紋斷裂韌性等在目前都未解決，但對(duì)飛機(jī)損傷容限有重要影響，這需要結(jié)合一些典型的飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行具體研究。結(jié)合典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料，發(fā)展三維斷裂理論至三維復(fù)合型裂紋問(wèn)題，并開(kāi)展試件級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證研究:1)建立三維復(fù)合型裂紋體的斷裂準(zhǔn)則和剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)技術(shù)；2)開(kāi)展復(fù)雜載荷工況下三維裂紋疲勞擴(kuò)展規(guī)律研究的試驗(yàn)研
公司管理相關(guān)推薦
鄂ICP備17016276號(hào)-1