整体加筋翼梁疲劳裂纹扩展研究
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- 英文论文题名：Study on Fatigue Crack Propagation of Integral Stiffened Spar
- 论文作者：何龙龙 ; 王虎林 ; 李玉莲
- 英文论文作者：He Longlong ; Wang Hulin ; Li Yulian ; AVIC Harbin Aircraft Industry Group CO.LTD.
- 年：2016
- 作者机构：中航工业哈尔滨飞机工业集团公司;
- 论文关键词：整体加筋翼梁 ; 应力强度因子 ; T-应力 ; 止裂
- 英文论文关键词：integral stifened spar ; stress intensity factor ; t-stress ; crack arrest
- 会议召开时间：2016-10-31
- 会议录名称：探索 创新 交流（第7集）——第七届中国航空学会青年科技论坛文集（上册）
- 英文会议录名称：Discovery,Innovation and Communication——Proceedings of 7th CSAA Science and Technology Youth Forum
- 语种：中文
- 分类号：V215.5
- 学会代码：ZGHU
- 会议名称：探索 创新 交流（第7集）——第七届中国航空学会青年科技论坛
- 会议地点：中国广东中山
- 主办单位：中国航空学会
- 学会名称：中国航空学会
- 页数：5
- 文件大小：1391k
- 原文格式：O
- 会议级别：全国
摘要
利用扩展有限元XFEM法模拟了整体加筋翼梁在等幅疲劳载荷下的裂纹扩展轨迹,并且进行了试验验证。通过分析裂纹尖端应力强度因子和T-应力的变化,研究了翼梁止裂筋截面积对翼梁止裂性能的影响。通过研究发现,止裂筋截面积越大,裂纹在止裂筋根部转折角度越大,止裂性能越好;止裂筋截面积一定的情况下,止裂筋厚宽比越大,止裂性能越好。
The crack growth trajectory of the integral stiffened spar is simulated by the extended finite element method and the experimental results are verified.By analyzing the change of stress intensity factors and T-stress at the crack tip,we study the influence of the section area on the crack arrest performance of the spar.The research shows that the larger the section area is,the bigger the turning angle of the crack at the root of the stiffener is.When the section area of the stiffener is constant,the ratio of the thickness to width is bigger,the crack arresting performance is better.
The crack growth trajectory of the integral stiffened spar is simulated by the extended finite element method and the experimental results are verified.By analyzing the change of stress intensity factors and T-stress at the crack tip,we study the influence of the section area on the crack arrest performance of the spar.The research shows that the larger the section area is,the bigger the turning angle of the crack at the root of the stiffener is.When the section area of the stiffener is constant,the ratio of the thickness to width is bigger,the crack arresting performance is better.
引文
[1]Munroe J,Wilkins K and Gruber M.Integral Airframe Structures(IAS)-Validated Feasibility Study of Integrally Stiffened Metallic Fuselage Panels for Reducing Manufacturing Costs.NASA/CR-2000-209337.2000.
[2]Pettit Richard Glen.Crack turning in Integrally Stiffened Aircraft Structures[M].USA:The Smithsonian/NASA Astrophysics Data System,2000.
[3]李亚智,张向.整体加筋壁板的破损安全特性与断裂控制分析[J].航空学报,2006,27(5):842-846.
[4]秦剑波.整体加筋结构裂纹转折理论及其应用研究[D].西北工业大学,2006.
[5]翟新康,黄其青,殷之平,等.飞机整体翼梁结构断裂特性分析研究[J].航空计算技术,2007,37(4):71-74.
[6]张博平,郭小华,史仁义,等.带止裂筋整体翼梁结构的破损安全分析与试验[J].航空工程进展,2014,5(1):53-58.
[2]Pettit Richard Glen.Crack turning in Integrally Stiffened Aircraft Structures[M].USA:The Smithsonian/NASA Astrophysics Data System,2000.
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[4]秦剑波.整体加筋结构裂纹转折理论及其应用研究[D].西北工业大学,2006.
[5]翟新康,黄其青,殷之平,等.飞机整体翼梁结构断裂特性分析研究[J].航空计算技术,2007,37(4):71-74.
[6]张博平,郭小华,史仁义,等.带止裂筋整体翼梁结构的破损安全分析与试验[J].航空工程进展,2014,5(1):53-58.