發(fā)布時間：2021-08-21 15:42

　　以ABAQUS為平臺,基于擴展有限元方法,采用最大周向拉應力準則,對翼梁腹板在彎、剪聯(lián)合作用下的復合型裂紋開裂角以及裂紋擴展進行研究,并進行了單翼梁腹板裂紋擴展試驗驗證。研究結果表明,采用擴展有限元分析,不需要重新劃分網(wǎng)格,逼真地模擬翼梁腹板的復合型裂紋擴展行為,節(jié)約了計算成本,能夠為受力復雜航空結構的裂紋擴展分析提供方便途徑。 

【文章來源】：航空科學技術. 2020,31(02)

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

附加函數(shù)的加強節(jié)點和裂尖極坐標

機翼翼梁是飛機結構疲勞及損傷容限設計中的危險部位，翼梁結構失效直接關系到飛機的飛行安全。對于航空結構的機翼翼梁，總體受力為承受剪力和彎矩的聯(lián)合作用，如圖2所示。對于使用損傷容限設計的翼梁結構，當受拉緣條裂紋擴展失效以后，裂紋擴展到翼梁腹板，在腹板上的擴展過程由于受到腹板切應力和整個翼梁承受彎矩的共同作用時，裂紋擴展速度較快，裂紋方向更為復雜，是飛機結構的一種較為危險的失效模式，對于在翼梁腹板上的裂紋擴展分析在工程上的應用尤為重要。在整個機翼翼盒結構中，翼梁緣條裂紋擴展過程中，翼梁承受的彎矩會小部分轉移到蒙皮結構，翼梁腹板的切應力保持不變，緣條完全斷裂后，腹板承受彎矩引起的拉應力以及切應力，屬于典型的Ⅰ型和Ⅱ型裂紋同時存在的復合型裂紋擴展。緣條斷裂以后裂紋會沿著一個角度繼續(xù)在腹板擴展。裂紋擴展示意圖如圖3所示。

翼梁腹板裂紋擴展示意圖

【參考文獻】：
期刊論文
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