機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)三維斷裂分析【含圖紙、說明書】

機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)三維斷裂分析【含圖紙、說明書】,含圖紙、說明書,機(jī)翼,機(jī)身,對(duì)接,結(jié)構(gòu),三維,斷裂,分析,圖紙,說明書,仿單 畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文） 設(shè)計(jì)(論文)題目： 機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)三維斷裂分析 學(xué)生姓名： 張嘉歡 指導(dǎo)教師： 王芳麗 二級(jí)學(xué)院：機(jī)電工程學(xué)院 專業(yè)：機(jī)械設(shè)計(jì)制造及其自動(dòng)化班級(jí)： 12機(jī)械單 學(xué)號(hào)： 1204201026 提交日期：2016年 月 日 答辯日期： 2016 年 5 月 13 日 金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 目 錄目 錄摘 要IAbstractII第一章 緒論31.1研究背景31.2 機(jī)身機(jī)翼接頭三維斷裂分析國內(nèi)外研究現(xiàn)狀41.3本文研究內(nèi)容5第二章 三維斷裂基礎(chǔ)理論62.1 引言62.2 應(yīng)力強(qiáng)度因子62.3剩余強(qiáng)度82.4本章小結(jié)8第三章 機(jī)身機(jī)翼對(duì)接接頭有限元分析93.1 引言93.2有限元模型的建立93.3 應(yīng)力強(qiáng)度因子133.4 載荷譜加重臨界裂紋長度ac193.5本章小結(jié)20第四章 總結(jié)與展望214.1 本文主要工作214.2 展望21參考文獻(xiàn)22金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 摘要 機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)三維斷裂分析摘 要機(jī)身機(jī)翼的對(duì)接接頭結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的重要環(huán)節(jié)之一。機(jī)身機(jī)翼的連接方式會(huì)影響傳力路徑,也會(huì)對(duì)機(jī)身機(jī)翼的裝配和使用壽命產(chǎn)生很大的影響。國外在機(jī)身機(jī)翼對(duì)接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)上積累了大量的經(jīng)驗(yàn),通過分析對(duì)接形式和其結(jié)構(gòu)特點(diǎn),對(duì)中國飛機(jī)的設(shè)計(jì)研究帶來重要的參考意義。本文采用實(shí)體三維建模和有限元方法，對(duì)飛機(jī)翼身對(duì)接結(jié)構(gòu)進(jìn)行傳力特性分析，對(duì)機(jī)身半框模型、機(jī)翼主梁、機(jī)身橫梁組合模型在UG和ANSYS下計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了評(píng)價(jià)。本文首先對(duì)國內(nèi)外機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)的現(xiàn)狀進(jìn)行了深入的研究，接著對(duì)機(jī)翼機(jī)身對(duì)接機(jī)構(gòu)的三維斷裂基礎(chǔ)理論進(jìn)行闡述，然后建立機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)三維斷裂有限元模型，并對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子和J積分進(jìn)行計(jì)算和分析，最后并對(duì)危險(xiǎn)點(diǎn)的計(jì)算所得出的數(shù)據(jù)顯示了解到機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)的臨界裂紋長度對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響。關(guān)鍵詞：斷裂；應(yīng)力強(qiáng)度因子；臨界裂紋長度；J積分I金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 Abstract Wing body structure docking 3-d fracture analysisAbstract The structure design of the butt joint of the fuselage wing is one of the important parts of the aircraft design. The connection mode of the fuselage wing will affect the force transmission path, and it will have a great impact on the assembly and service life of the fuselage wing. In foreign countries, a great amount of experience has been accumulated in the design of the fuselage wing structure. By analyzing the connection form and its structural characteristics, it is of great significance to the design and research of Chinese aircraft.The 3D solid modeling and finite element method, force transmission characteristics analysis of aircraft wing body docking structure, the fuselage half frame model, wing main beam, a machine body crossbeam assembly model in UG and ANSYS calculation result is evaluated.Firstly in this paper, the present situation of domestic and foreign wing fuselage connection structure were in-depth study, then expounded the three-dimensional fracture theory of wing fuselage docking mechanism, and the establishment of wing fuselage connection structure in three-dimensional fracture finite element model, and stress intensity factor and J integral of calculation and analysis, and finally to the danger point calculated data show an understanding to the effect of critical crack length on the stress intensity factor of wing fuselage connection structure.Key words：The crack; Stress intensity factor；Critical crack length；J-integral金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 第一章 緒論 第一章 緒論1.1研究背景民用航空器發(fā)展全面的飛機(jī)疲勞試驗(yàn)周期影響的主要國家都在不斷探索和實(shí)踐的各種方法和手段來達(dá)到縮短測(cè)試時(shí)間的目的。外國民用航空器在開發(fā)過程中,第一個(gè)高度重視整體設(shè)計(jì)和驗(yàn)證測(cè)試計(jì)劃,耐久性/損傷容限分析,基于構(gòu)件包括預(yù)驗(yàn)證計(jì)劃和協(xié)調(diào)測(cè)試的進(jìn)度,檢查方法和維修項(xiàng)目綜合驗(yàn)證和精心設(shè)計(jì)和安排。為了加快適航認(rèn)證的工作,盡早和商用飛機(jī)航線,第一個(gè)外國飛機(jī)的試驗(yàn)過程,盡量安排提出全面的生產(chǎn)和交付疲勞試樣疲勞試驗(yàn)一段時(shí)間。全尺寸的A380飛機(jī)疲勞試驗(yàn),進(jìn)行了全面的驗(yàn)證的設(shè)計(jì)和安排,包括皮膚修復(fù)方法,玻璃舷窗候選人材料,制造缺陷等。第二個(gè)強(qiáng)調(diào)的應(yīng)用先進(jìn)的技術(shù)和設(shè)備,A380疲勞測(cè)試,使用一個(gè)緊湊的設(shè)計(jì)加載裝置和假人,試驗(yàn)加載系統(tǒng)加載這些設(shè)備是由剛性連接的負(fù)載傳輸速度、加載精度高損傷檢查小特性來加速試驗(yàn)的進(jìn)展。疲勞試驗(yàn)機(jī)在整個(gè)f - 22,因?yàn)槁斆鞯氖褂醚h(huán),自動(dòng)步驟中,端點(diǎn)同步負(fù)載慣性補(bǔ)償和先進(jìn)技術(shù),大大縮短了測(cè)試周期。第三個(gè)早期檢測(cè)的重要性迅速破壞和修復(fù)措施。波音已經(jīng)利用聲發(fā)射技術(shù)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)裂紋萌生和傳播取得了好的結(jié)果在全尺寸地面B777飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)?？湛虯380總疲勞測(cè)試機(jī),使用各種損傷檢測(cè)技術(shù),如聲發(fā)射,渦流,裂紋線的試樣進(jìn)行全面監(jiān)控,確保安全測(cè)試,并得到很多有價(jià)值的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。損失評(píng)估取決于網(wǎng)站的損傷,損傷描述的準(zhǔn)確性決定設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)工具和修復(fù)損傷程度。過去的經(jīng)驗(yàn)告訴我們,時(shí)間損失評(píng)估過程花了超過三分之二的整個(gè)維修過程時(shí)間是整個(gè)修復(fù)過程的核心。國內(nèi)民用航空器適航性驗(yàn)證測(cè)試技術(shù)主要是仍在使用軍用飛機(jī)強(qiáng)度驗(yàn)證技術(shù)和系統(tǒng)測(cè)試的發(fā)展民用航空器適航要求和特殊性仍然調(diào)整和適應(yīng)。一些研究模塊化測(cè)試之間的關(guān)系總體規(guī)劃各層次之間的尊重。在先進(jìn)的技術(shù)和設(shè)備的測(cè)試中,我們引入了一個(gè)更高級(jí)的控制設(shè)備進(jìn)行測(cè)試,提高測(cè)試效率,縮短測(cè)試周期。在損傷診斷方面,除了常規(guī)的無損檢測(cè)方法外,我有先進(jìn)的研究方法進(jìn)行損傷監(jiān)測(cè)傳感技術(shù)、壓電傳感器技術(shù)、聲發(fā)射技術(shù),涂層技術(shù)、智能光纖光柵。復(fù)合結(jié)構(gòu)的大型應(yīng)用程序也加速的無損檢測(cè)技術(shù)的成熟和應(yīng)用的紅外溫度記錄,相控陣超聲C-scan檢驗(yàn)技術(shù)、剪切散斑檢測(cè)技術(shù)等已經(jīng)從實(shí)驗(yàn)室到實(shí)際應(yīng)用。這種類型的技術(shù)的共同特征是速度,和10倍甚至一百倍的傳統(tǒng)檢測(cè)技術(shù),可以大大縮短測(cè)試?yán)w維增強(qiáng)復(fù)合結(jié)構(gòu)板層壓結(jié)構(gòu),蜂窩夾層結(jié)構(gòu)、縫合的結(jié)構(gòu)檢測(cè)時(shí)間。研究全面的結(jié)構(gòu)疲勞壽命加速試驗(yàn)技術(shù)已被提上日程,加速疲勞測(cè)試全尺寸載荷譜技術(shù)加權(quán)技術(shù),簡化了載荷譜技術(shù)、模塊化測(cè)試總體技術(shù)管理,改善負(fù)荷控制設(shè)備和技術(shù),并提高加載頻率的技術(shù),這些都會(huì)增加全面加速疲勞試驗(yàn)載荷譜技術(shù),操作簡單,效果顯著,成熟的理論基礎(chǔ)和重要的工程和經(jīng)濟(jì)意義。本文的研究工作是鐵道部“民用航空器全面的結(jié)構(gòu)疲勞壽命加速試驗(yàn)技術(shù)研究”項(xiàng)目為背景,研究目的的民用航空器全面結(jié)構(gòu)疲勞加速測(cè)試技術(shù),一個(gè)載荷譜加權(quán)技術(shù)的一個(gè)重要組成部分,從疲勞載荷譜和增加破壞公差更重的載荷譜,廣泛的疲勞損傷容限負(fù)荷較重的載荷譜加重傷害三個(gè)方面系統(tǒng)的研究和疲勞載荷譜的因素加重關(guān)系/傷害生命,建立疲勞/破壞公差重載荷譜選擇光譜系數(shù)和前壽命預(yù)測(cè)軟件平臺(tái),提供數(shù)據(jù)和理論支持全面的飛機(jī)疲勞壽命加速試驗(yàn)。1.2 機(jī)身機(jī)翼接頭三維斷裂分析國內(nèi)外研究現(xiàn)狀對(duì)接接頭機(jī)翼機(jī)身設(shè)計(jì)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要組成部分,它的質(zhì)量關(guān)系的設(shè)計(jì)和使用安全的飛機(jī)的飛行性能,本文詳細(xì)描述了飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)荷載因素的產(chǎn)生和發(fā)展提出了飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可靠安全系數(shù)替代傳統(tǒng)的安全系數(shù)。詳細(xì)描述分析機(jī)翼機(jī)身設(shè)計(jì)的想法和對(duì)接連接接頭機(jī)械特點(diǎn),如何提高機(jī)翼機(jī)身對(duì)接的問題區(qū)域傳輸特性的設(shè)計(jì)。通常使用在現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)單翼機(jī)安排,服從安排的身體部位的局限性可以通過機(jī)身沒有中央翼,這次由多數(shù)的機(jī)翼和機(jī)身的關(guān)節(jié)連接集中方面,機(jī)翼彎矩對(duì)翼身對(duì)接行動(dòng)框架,從而加強(qiáng)身體框架結(jié)構(gòu),增加結(jié)構(gòu)的重量。我們知道現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼是薄,機(jī)翼的相對(duì)厚度約為4%,與機(jī)翼面積的增加,翼加載spar和承擔(dān)負(fù)載大量增加傳播也越來越多,完全由聯(lián)合車輪螺栓和翼載荷傳給機(jī)身對(duì)接框架,如果這種結(jié)構(gòu)是直接連接到加固框架梁的高度,機(jī)翼機(jī)身對(duì)接接頭標(biāo)簽、螺栓和加固框架力更加嚴(yán)重。因此,現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)總體設(shè)計(jì)時(shí)結(jié)合整體氣動(dòng)布局,需要機(jī)翼機(jī)身部分安排使用各種方法旨在提高輸電對(duì)接區(qū)域的特征。本課題的主要研究工作是傳統(tǒng)安全系數(shù)研究的起源與發(fā)展，分析了傳統(tǒng)安全系數(shù)的變化，建立了安全系數(shù)的可靠性概念，分析了翼身和螺栓連接結(jié)構(gòu)和力的特點(diǎn)、有限元應(yīng)力分析的原型。1.3本文研究內(nèi)容本設(shè)計(jì)采用一個(gè)實(shí)體三維有限元建模方法(FEM),飛機(jī)機(jī)翼的身體接受力特性分析與機(jī)身半框模型的機(jī)身,機(jī)翼主軸承,在UG組合模型和ANSYS計(jì)算結(jié)果的評(píng)估。根據(jù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求和約束,結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化,飛機(jī)的機(jī)翼對(duì)接的主軸承節(jié)點(diǎn)增強(qiáng)和改進(jìn)設(shè)計(jì)方案。從結(jié)構(gòu)尺寸,疲勞應(yīng)力水平,體重,和危險(xiǎn)的部分,氣動(dòng)力的影響增強(qiáng)和改進(jìn)的設(shè)計(jì)和組裝技術(shù)進(jìn)行了分析和比較。根據(jù)結(jié)構(gòu)的疲勞斷裂,損壞公差評(píng)估關(guān)鍵部件的疲勞風(fēng)險(xiǎn)詳細(xì)介紹,和措施來改善結(jié)構(gòu)的斷裂性能。21金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 第二章 三維斷裂基礎(chǔ)理論 第二章 三維斷裂基礎(chǔ)理論2.1 引言單裂紋載荷譜的簡化和提高的技術(shù)方法是破壞公差極限加速度測(cè)試的基本理論和方法,該方法可分為截?cái)喔哓?fù)荷和低負(fù)荷周期,增加載荷譜,這些和疲勞裂紋擴(kuò)展模型有很大關(guān)系,等效破壞載荷循環(huán)的統(tǒng)治下被保留或轉(zhuǎn)換。裂紋擴(kuò)展階段增加載荷譜有很大影響臨界裂紋長度和裂紋擴(kuò)展壽命,本章的主要內(nèi)容在單個(gè)孔裂紋擴(kuò)展負(fù)載加重測(cè)試光譜為基礎(chǔ),結(jié)合使用有限元分析和軟件編程方法,研究載荷譜加重因子和臨界裂紋長度和裂紋擴(kuò)展的生活變化,建立重點(diǎn)系數(shù)的選擇模型和原始裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)模型,確定測(cè)試強(qiáng)化系數(shù)和預(yù)測(cè)原始裂紋擴(kuò)展壽命,降低測(cè)試的成本和時(shí)間。2.2 應(yīng)力強(qiáng)度因子用于測(cè)量的物理量裂紋尖端的應(yīng)力場(chǎng)稱為應(yīng)力強(qiáng)度因子,這是一個(gè)負(fù)載的函數(shù)形式,裂縫的幾何尺寸的身體,裂紋長度和邊界條件。常用的計(jì)算方法是有限元方法和數(shù)學(xué)分析方法,邊界配置法和光彈性的方法。在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強(qiáng)度因子的計(jì)算,由于復(fù)雜的結(jié)構(gòu)和邊界和加載條件下,使用的分析方法很難解決這個(gè)問題,在工程應(yīng)用中,通常選擇有限元方法來幫助解決。使用有限元方法計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子使用1/4節(jié)點(diǎn)位移的方法,對(duì)于工程材料的線彈性材料,裂紋尖端位移場(chǎng)如公式(2-1)所示。 （2-1）其中 (2-2)式中，u、v、w 為在局部笛卡爾坐標(biāo)系下裂紋尖端x，y，z 方向的位移； rq 為在局部柱坐標(biāo)系下裂紋尖端的周向和法向兩個(gè)矢量；是泊松比。圖2.1. 1 1/4 節(jié)點(diǎn)示意圖當(dāng)時(shí)，位移場(chǎng)(2-1)的計(jì)算公式簡化為： （2-3） 從上式可以得出I 型裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子的公式: （2-4）當(dāng)r0 時(shí)，v / 接近某一常數(shù)，令 （2-5）所以可以假設(shè)在裂紋前緣的小區(qū)域內(nèi)存在關(guān)系： （2-6）對(duì)圖2.1 所示是2、3、4、5 節(jié)點(diǎn)進(jìn)行最小二乘擬合，就可以得到上式的A 值，從而等到應(yīng)力強(qiáng)度因子KI。最終得到的應(yīng)力強(qiáng)度因子KI 的計(jì)算公式為： （2-7）2.3剩余強(qiáng)度在飛機(jī)損傷容限的剩余強(qiáng)度分析中，需要確定剩余強(qiáng)度條件下的臨界裂紋長度。斷裂韌度是材料在平面應(yīng)力、應(yīng)變和過渡狀態(tài)下，線彈性變形范圍內(nèi)抵抗裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展的能力，即裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展對(duì)應(yīng)的應(yīng)力強(qiáng)度因子，用KC 表示。對(duì)于含有裂紋的薄板，即在平面應(yīng)力狀態(tài)下，剩余強(qiáng)度條件的判據(jù)是裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子小于斷裂韌度如公式(2-15)所示。 (2-8)在裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展時(shí)，斷裂韌度為KC 時(shí)臨界裂紋長度aC 為 （2-9）上式中，c 斷裂時(shí)的最大應(yīng)力，幾何形狀影響因子。2.4本章小結(jié)本章對(duì)三維斷裂的基本理論進(jìn)行了深入的研究，對(duì)機(jī)翼和機(jī)身接縫的有限元建模，對(duì)裂紋擴(kuò)展和臨界裂紋尺寸進(jìn)行了驗(yàn)證，在此基礎(chǔ)上，研究了應(yīng)力強(qiáng)度因子的計(jì)算。在荷載作用下的線性彈性變形，不同的加重因子，應(yīng)力強(qiáng)度因子只需要增大相同的加重因子，所以應(yīng)力強(qiáng)度因子的隨機(jī)載荷譜只需要在應(yīng)力強(qiáng)度因子的1乘以相應(yīng)的應(yīng)力值，為增加損傷容限載荷計(jì)算提供了數(shù)據(jù)依據(jù)。 金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 第三章 機(jī)身機(jī)翼對(duì)接接頭有限元分析 第三章 機(jī)身機(jī)翼對(duì)接接頭有限元分析3.1 引言在單個(gè)孔破壞公差載荷譜測(cè)試基礎(chǔ)上增加。首先,有限元分析的應(yīng)用,計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子系數(shù)的不同重點(diǎn),然后寫破壞公差極限載荷譜項(xiàng)目增加,載荷譜系數(shù)和應(yīng)力強(qiáng)度因子,殘余強(qiáng)度和裂紋擴(kuò)展的生活變化。3.2有限元模型的建立在 ug根據(jù)結(jié)構(gòu)的幾何參數(shù)建立如圖3.1三維幾何模型，導(dǎo)入到ANSYS/workbench中，在ANSYS/workbench中通過導(dǎo)入可以生成結(jié)構(gòu)的幾何模型，分別賦予材料特性和單元特性，劃分網(wǎng)格，生成結(jié)構(gòu)的有限元模型，圖3.2為結(jié)構(gòu)的有限元模型。圖3.1 幾何模型圖3.2 有限元模型單元采用4面體單元節(jié)點(diǎn)數(shù)單元數(shù)3217112068利用workbench的Fracture工具可以在機(jī)翼和機(jī)身連接處生成裂紋，本文采用半橢球行裂紋。裂紋位于機(jī)翼連接處的下部，該區(qū)域?yàn)槭芾瓍^(qū)域。裂紋處網(wǎng)格進(jìn)行加密，并采用奇異單元。分別考慮在相同載荷作用下，不同的裂紋長度對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響。考慮的長度分別為1mm、2mm、3mm三種種情況圖3.3 裂紋有限元模型有限元模型建立如圖3.3所示的有限元模型之后，固定機(jī)身局部方塊的四個(gè)面的自由度，在機(jī)翼下部采用壓力載荷，載荷大小為0.05Mpa。進(jìn)行有限元計(jì)算，可以提取相關(guān)的計(jì)算結(jié)果。圖3.4為機(jī)翼的應(yīng)力分布，應(yīng)力最大值為裂縫處。從下圖可以看出越是靠近機(jī)身機(jī)翼的連接出應(yīng)力值越大。圖3.4 機(jī)翼的應(yīng)力分布圖3.5為應(yīng)力值最大的裂縫處。圖中的黑色部分就是斷裂部分。圖3.5 機(jī)翼裂紋的應(yīng)力分布從圖3.6可以看出，在裂紋前沿出現(xiàn)較大的應(yīng)力集中。圖中紅色部位的應(yīng)力值最大 。圖3.6機(jī)翼裂紋剖面的應(yīng)力分布從圖3.7可以看出，機(jī)身機(jī)翼的連接出位移為0，越是靠近機(jī)翼的頭部位移越大。圖3.7 機(jī)翼位移的應(yīng)力分布3.3 應(yīng)力強(qiáng)度因子應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算分析圖3.8為裂紋長度為1mm的機(jī)翼的K1應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.8 機(jī)翼位移的K1應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為1mm）圖3.9為裂紋長度為1mm的機(jī)翼的K2應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.9 機(jī)翼位移的K2應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為1mm）圖3.10為裂紋長度為1mm的機(jī)翼的K3應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，一斷較大，另一端分布較小。圖3.10 機(jī)翼位移的K3應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為1mm）圖3.11為裂紋長度為1mm的機(jī)翼的J積分沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.11 機(jī)翼位移的J積分分布（裂紋長度為1mm）圖3.12為裂紋長度為2mm的機(jī)翼的K1應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.12 機(jī)翼位移的K1應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為2mm）圖3.13為裂紋長度為2mm的機(jī)翼的K2應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.13機(jī)翼位移的K2應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為2mm）圖.3.14為裂紋長度為2mm的機(jī)翼的K3應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，一斷較大，另一端分布較小。圖3.14 機(jī)翼位移的K3應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為2mm）圖3.15為裂紋長度為2mm的機(jī)翼的J積分沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.15 機(jī)翼位移的J積分分布（裂紋長度為2mm）圖3.16為裂紋長度為3mm的機(jī)翼的K1應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.16 機(jī)翼位移的K1應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為3mm）圖3.17為裂紋長度為3mm的機(jī)翼的K2應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.17機(jī)翼位移的K2應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為3mm）圖.3.18為裂紋長度為3mm的機(jī)翼的K3應(yīng)力強(qiáng)度因子分布沿裂縫的分布，一斷較大，另一端分布較小。圖3.18 機(jī)翼位移的K3應(yīng)力強(qiáng)度因子分布（裂紋長度為3mm）圖3.19為裂紋長度為3mm的機(jī)翼的J積分沿裂縫的分布，中間較大，兩端分布較小。圖3.19 機(jī)翼位移的J積分分布（裂紋長度為3mm）采用靜力計(jì)算分析算出在裂紋長度分別為1mm、 2mm和3mm時(shí)的應(yīng)力強(qiáng)度因子（K1,K2,K2）如表3-1所示表3-1 應(yīng)力強(qiáng)度因子1mm2mm3mmK177.12477.29676.845K21.69222.03781.7427K30.0576240.639471.1436 J積分的最簡單形式，可以定義為與路徑無關(guān)的曲線積分，它能度量裂紋尖端附近的奇異應(yīng)力和應(yīng)變的強(qiáng)度。式（3-1）是二維情況下的定積分表達(dá)式。它假定裂縫位于總體直角坐標(biāo)X-Y平面，而X軸平行于裂縫。 (3-1)其中:=圍繞裂紋尖端的任意積分路徑;W=應(yīng)變能密度(單位體積的應(yīng)變能);tx=沿X軸的牽拉力向量xnx+xyny;ty=沿Y軸的牽拉力向量yny+xynx;=應(yīng)力分量;n=路徑的單位外法向矢量分量;u=位移矢量;s=路徑的距離。根據(jù)公式計(jì)算出J積分如表3-2所示表3-2 J積分1mm2mm3mmJ積分0.0270590.0271890.0268513.4 載荷譜加重臨界裂紋長度ac臨界裂紋長度ac根據(jù)公式(2-9)確定,當(dāng)應(yīng)力強(qiáng)度因子達(dá)到斷裂韌性KC,裂紋擴(kuò)展斷裂,有限元計(jì)算終止,解除終止系數(shù)對(duì)應(yīng)于裂紋擴(kuò)展長度不同的強(qiáng)調(diào)ac。臨界裂紋長度與載荷譜的增加變得越來越小,臨界裂紋長度變得越來越小,最大誤差的測(cè)試結(jié)果可以滿足工程應(yīng)用的需要。3.5本章小結(jié)在本章有限元建模的三位斷層進(jìn)行了機(jī)翼機(jī)身上,裂紋擴(kuò)展和臨界裂紋尺寸驗(yàn)證。加載變形條件下的線性彈性系數(shù)的不同重點(diǎn),應(yīng)力強(qiáng)度因子只需要擴(kuò)大相同的重要性系數(shù),所以隨機(jī)載荷譜單元1中應(yīng)力強(qiáng)度因子應(yīng)該應(yīng)力強(qiáng)度因子乘以相應(yīng)的壓力值破壞公差負(fù)載增加程序只需要提供基本數(shù)據(jù)。金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 第四章 總結(jié)與展望第四章 總結(jié)與展望4.1 本文主要工作本文首先是對(duì)國內(nèi)外機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)的現(xiàn)狀進(jìn)行了深入的研究，接著對(duì)機(jī)翼機(jī)身對(duì)接機(jī)構(gòu)的三維斷裂基礎(chǔ)理論進(jìn)行闡述，然后建立機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)三維斷裂有限元模型，并對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子和J積分進(jìn)行計(jì)算和分析，最后并對(duì)危險(xiǎn)點(diǎn)的計(jì)算所得出的數(shù)據(jù)顯示了解到機(jī)翼機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)的臨界裂紋長度對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響。4.2 展望以本文現(xiàn)有的研究成果尚有許多不完善和不夠深入的地方，其中仍存在著一定的局限性。本文只是對(duì)三種不同的裂紋長度對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響進(jìn)行了探討，所以，進(jìn)一步的研究是必要的：1.本文只是對(duì)裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子、臨界裂紋長度和J積分進(jìn)行了探討，但是對(duì)機(jī)翼機(jī)身連接結(jié)構(gòu)三維斷裂分析的研究還處在初始階段。2.本文只是簡單的研究了半橢球形的三維裂紋，對(duì)于其他直裂紋、橢圓形、1/4型等裂紋的研究也是很有工程意義的。金陵科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文 參考文獻(xiàn)參考文獻(xiàn)1 吳相憲，王正為，黃玉堂主編.實(shí)用機(jī)械設(shè)計(jì)手冊(cè).中國礦業(yè)大學(xué)出版社，1993.2 王洪欣，李木，劉秉忠主編.機(jī)械設(shè)計(jì)工程學(xué)M.中國礦業(yè)大學(xué)出版社，2001. 3 唐大放，馮曉寧，楊現(xiàn)卿主編.機(jī)械設(shè)計(jì)工程學(xué)M.中國礦業(yè)大學(xué)出版社，2001. 4 中國紡織大學(xué)工程圖學(xué)教研室等編.畫法幾何及工程制圖.上?？茖W(xué)技術(shù)出版社，1997.5 史美堂主編.金屬材料及熱處理.上?？茖W(xué)技術(shù)出版社，1983. 6 蘇翼林主編.材料力學(xué).高等教育出版社，1980.7 顧崇銜主編.機(jī)械制造工藝學(xué).陜西科學(xué)技術(shù)出版社，1999.8 詹熙達(dá)主編.CATIA V5R20曲面設(shè)計(jì)教程. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2013.9 詹熙達(dá)主編.CATIA V5R20快速入門教程. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2011.10 劉文珽，羅毅，童明波概率損傷容限分析模型研究J航空學(xué)報(bào)，1993，14（3）：136-13911 劉文珽等概率斷裂力學(xué)與概率損傷容限/耐久性M北京航空航天大學(xué)出版社，1998. 12 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