機翼機身對接結構三維斷裂分析【含圖紙、說明書】
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畢 業(yè) 設 計(論 文)
設計(論文)題目: 機翼機身對接結構三維斷裂分析
學生姓名: 張嘉歡 指導教師: 王芳麗
二級學院:機電工程學院 ?!I(yè):機械設計制造及其自動化
班 級: 12機械單 學 號: 1204201026
提交日期:2016年 月 日 答辯日期: 2016 年 5 月 13 日
金陵科技學院學士學位論文 目 錄
目 錄
摘 要 I
Abstract II
第一章 緒論 3
1.1研究背景 3
1.2 機身機翼接頭三維斷裂分析國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 4
1.3本文研究內(nèi)容 5
第二章 三維斷裂基礎理論 6
2.1 引言 6
2.2 應力強度因子 6
2.3剩余強度 8
2.4本章小結 8
第三章 機身機翼對接接頭有限元分析 9
3.1 引言 9
3.2有限元模型的建立 9
3.3 應力強度因子 13
3.4 載荷譜加重臨界裂紋長度ac 19
3.5本章小結 20
第四章 總結與展望 21
4.1 本文主要工作 21
4.2 展望 21
參考文獻 22
金陵科技學院學士學位論文 摘要
機翼機身對接結構三維斷裂分析
摘 要
機身機翼的對接接頭結構設計是飛機設計的重要環(huán)節(jié)之一。機身機翼的連接方式會影響傳力路徑,也會對機身機翼的裝配和使用壽命產(chǎn)生很大的影響。國外在機身機翼對接結構的設計上積累了大量的經(jīng)驗,通過分析對接形式和其結構特點,對中國飛機的設計研究帶來重要的參考意義。
本文采用實體三維建模和有限元方法,對飛機翼身對接結構進行傳力特性分析,對機身半框模型、機翼主梁、機身橫梁組合模型在UG和ANSYS下計算結果進行了評價。
本文首先對國內(nèi)外機翼機身對接結構的現(xiàn)狀進行了深入的研究,接著對機翼機身對接機構的三維斷裂基礎理論進行闡述,然后建立機翼機身對接結構三維斷裂有限元模型,并對應力強度因子和J積分進行計算和分析,最后并對危險點的計算所得出的數(shù)據(jù)顯示了解到機翼機身對接結構的臨界裂紋長度對應力強度因子的影響。
關鍵詞:斷裂;應力強度因子;臨界裂紋長度;J積分
I
金陵科技學院學士學位論文 Abstract
Wing body structure docking 3-d fracture analysis
Abstract
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
金陵科技學院學士學位論文 第一章 緒論
第一章 緒論
1.1研究背景
民用航空器發(fā)展全面的飛機疲勞試驗周期影響的主要國家都在不斷探索和實踐的各種方法和手段來達到縮短測試時間的目的。外國民用航空器在開發(fā)過程中,第一個高度重視整體設計和驗證測試計劃,耐久性/損傷容限分析,基于構件包括預驗證計劃和協(xié)調(diào)測試的進度,檢查方法和維修項目綜合驗證和精心設計和安排。為了加快適航認證的工作,盡早和商用飛機航線,第一個外國飛機的試驗過程,盡量安排提出全面的生產(chǎn)和交付疲勞試樣疲勞試驗一段時間。全尺寸的A380飛機疲勞試驗,進行了全面的驗證的設計和安排,包括皮膚修復方法,玻璃舷窗候選人材料,制造缺陷等。第二個強調(diào)的應用先進的技術和設備,A380疲勞測試,使用一個緊湊的設計加載裝置和假人,試驗加載系統(tǒng)加載這些設備是由剛性連接的負載傳輸速度、加載精度高損傷檢查小特性來加速試驗的進展。疲勞試驗機在整個f - 22,因為聰明的使用循環(huán),自動步驟中,端點同步負載慣性補償和先進技術,大大縮短了測試周期。第三個早期檢測的重要性迅速破壞和修復措施。波音已經(jīng)利用聲發(fā)射技術實時監(jiān)測裂紋萌生和傳播取得了好的結果在全尺寸地面B777飛機結構疲勞試驗??湛虯380總疲勞測試機,使用各種損傷檢測技術,如聲發(fā)射,渦流,裂紋線的試樣進行全面監(jiān)控,確保安全測試,并得到很多有價值的試驗數(shù)據(jù)。損失評估取決于網(wǎng)站的損傷,損傷描述的準確性決定設計和實現(xiàn)工具和修復損傷程度。過去的經(jīng)驗告訴我們,時間損失評估過程花了超過三分之二的整個維修過程時間是整個修復過程的核心。
國內(nèi)民用航空器適航性驗證測試技術主要是仍在使用軍用飛機強度驗證技術和系統(tǒng)測試的發(fā)展民用航空器適航要求和特殊性仍然調(diào)整和適應。一些研究模塊化測試之間的關系總體規(guī)劃各層次之間的尊重。在先進的技術和設備的測試中,我們引入了一個更高級的控制設備進行測試,提高測試效率,縮短測試周期。在損傷診斷方面,除了常規(guī)的無損檢測方法外,我有先進的研究方法進行損傷監(jiān)測傳感技術、壓電傳感器技術、聲發(fā)射技術,涂層技術、智能光纖光柵。復合結構的大型應用程序也加速的無損檢測技術的成熟和應用的紅外溫度記錄,相控陣超聲C-scan檢驗技術、剪切散斑檢測技術等已經(jīng)從實驗室到實際應用。這種類型的技術的共同特征是速度,和10倍甚至一百倍的傳統(tǒng)檢測技術,可以大大縮短測試纖維增強復合結構板層壓結構,蜂窩夾層結構、縫合的結構檢測時間。
研究全面的結構疲勞壽命加速試驗技術已被提上日程,加速疲勞測試全尺寸載荷譜技術加權技術,簡化了載荷譜技術、模塊化測試總體技術管理,改善負荷控制設備和技術,并提高加載頻率的技術,這些都會增加全面加速疲勞試驗載荷譜技術,操作簡單,效果顯著,成熟的理論基礎和重要的工程和經(jīng)濟意義。本文的研究工作是鐵道部“民用航空器全面的結構疲勞壽命加速試驗技術研究”項目為背景,研究目的的民用航空器全面結構疲勞加速測試技術,一個載荷譜加權技術的一個重要組成部分,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荷較重的載荷譜加重傷害三個方面系統(tǒng)的研究和疲勞載荷譜的因素加重關系/傷害生命,建立疲勞/破壞公差重載荷譜選擇光譜系數(shù)和前壽命預測軟件平臺,提供數(shù)據(jù)和理論支持全面的飛機疲勞壽命加速試驗。
1.2 機身機翼接頭三維斷裂分析國內(nèi)外研究現(xiàn)狀
對接接頭機翼機身設計是飛機結構設計的一個重要組成部分,它的質(zhì)量關系的設計和使用安全的飛機的飛行性能,本文詳細描述了飛機結構設計荷載因素的產(chǎn)生和發(fā)展提出了飛機結構設計可靠安全系數(shù)替代傳統(tǒng)的安全系數(shù)。詳細描述分析機翼機身設計的想法和對接連接接頭機械特點,如何提高機翼機身對接的問題區(qū)域傳輸特性的設計。
通常使用在現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機單翼機安排,服從安排的身體部位的局限性可以通過機身沒有中央翼,這次由多數(shù)的機翼和機身的關節(jié)連接集中方面,機翼彎矩對翼身對接行動框架,從而加強身體框架結構,增加結構的重量。我們知道現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機機翼是薄,機翼的相對厚度約為4%,與機翼面積的增加,翼加載spar和承擔負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身對接框架,如果這種結構是直接連接到加固框架梁的高度,機翼機身對接接頭標簽、螺栓和加固框架力更加嚴重。因此,現(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機總體設計時結合整體氣動布局,需要機翼機身部分安排使用各種方法旨在提高輸電對接區(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構和力的特點、有限元應力分析的原型。
1.3本文研究內(nèi)容
本設計采用一個實體三維有限元建模方法(FEM),飛機機翼的身體接受力特性分析與機身半框模型的機身,機翼主軸承,在UG組合模型和ANSYS計算結果的評估。根據(jù)結構設計要求和約束,結構設計參數(shù)進行了優(yōu)化,飛機的機翼對接的主軸承節(jié)點增強和改進設計方案。從結構尺寸,疲勞應力水平,體重,和危險的部分,氣動力的影響增強和改進的設計和組裝技術進行了分析和比較。根據(jù)結構的疲勞斷裂,損壞公差評估關鍵部件的疲勞風險詳細介紹,和措施來改善結構的斷裂性能。
21
金陵科技學院學士學位論文 第二章 三維斷裂基礎理論
第二章 三維斷裂基礎理論
2.1 引言
單裂紋載荷譜的簡化和提高的技術方法是破壞公差極限加速度測試的基本理論和方法,該方法可分為截斷高負荷和低負荷周期,增加載荷譜,這些和疲勞裂紋擴展模型有很大關系,等效破壞載荷循環(huán)的統(tǒng)治下被保留或轉換。裂紋擴展階段增加載荷譜有很大影響臨界裂紋長度和裂紋擴展壽命,本章的主要內(nèi)容在單個孔裂紋擴展負載加重測試光譜為基礎,結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展的生活變化,建立重點系數(shù)的選擇模型和原始裂紋擴展壽命預測模型,確定測試強化系數(shù)和預測原始裂紋擴展壽命,降低測試的成本和時間。
2.2 應力強度因子
用于測量的物理量裂紋尖端的應力場稱為應力強度因子,這是一個負載的函數(shù)形式,裂縫的幾何尺寸的身體,裂紋長度和邊界條件。常用的計算方法是有限元方法和數(shù)學分析方法,邊界配置法和光彈性的方法。在飛機結構的應力強度因子的計算,由于復雜的結構和邊界和加載條件下,使用的分析方法很難解決這個問題,在工程應用中,通常選擇有限元方法來幫助解決。
使用有限元方法計算應力強度因子使用1/4節(jié)點位移的方法,對于工程材料的線彈性材料,裂紋尖端位移場如公式(2-1)所示。
(2-1)
其中
(2-2)
式中,u、v、w 為在局部笛卡爾坐標系下裂紋尖端x,y,z 方向的位移; rq 為在局部柱坐標系下裂紋尖端的周向和法向兩個矢量;μ是泊松比。
圖2.1. 1 1/4 節(jié)點示意圖
當時,位移場(2-1)的計算公式簡化為:
(2-3)
從上式可以得出I 型裂紋的應力強度因子的公式:
(2-4)
當r→0 時,v / 接近某一常數(shù),令
(2-5)
所以可以假設在裂紋前緣的小區(qū)域內(nèi)存在關系:
(2-6)
對圖2.1 所示是2、3、4、5 節(jié)點進行最小二乘擬合,就可以得到上式的A 值,從而等到應力強度因子KI。最終得到的應力強度因子KI 的計算公式為:
(2-7)
2.3剩余強度
在飛機損傷容限的剩余強度分析中,需要確定剩余強度條件下的臨界裂紋長度。斷裂韌度是材料在平面應力、應變和過渡狀態(tài)下,線彈性變形范圍內(nèi)抵抗裂紋失穩(wěn)擴展的能力,即裂紋失穩(wěn)擴展對應的應力強度因子,用KC 表示。對于含有裂紋的薄板,即在平面應力狀態(tài)下,剩余強度條件的判據(jù)是裂紋尖端的應力強度因子小于斷裂韌度如公式(2-15)所示。
(2-8)
在裂紋失穩(wěn)擴展時,斷裂韌度為KC 時臨界裂紋長度aC 為
(2-9)
上式中,σc 斷裂時的最大應力,β’幾何形狀影響因子。
2.4本章小結
本章對三維斷裂的基本理論進行了深入的研究,對機翼和機身接縫的有限元建模,對裂紋擴展和臨界裂紋尺寸進行了驗證,在此基礎上,研究了應力強度因子的計算。在荷載作用下的線性彈性變形,不同的加重因子,應力強度因子只需要增大相同的加重因子,所以應力強度因子的隨機載荷譜只需要在應力強度因子的1乘以相應的應力值,為增加損傷容限載荷計算提供了數(shù)據(jù)依據(jù)。
金陵科技學院學士學位論文 第三章 機身機翼對接接頭有限元分析
第三章 機身機翼對接接頭有限元分析
3.1 引言
在單個孔破壞公差載荷譜測試基礎上增加。首先,有限元分析的應用,計算應力強度因子系數(shù)的不同重點,然后寫破壞公差極限載荷譜項目增加,載荷譜系數(shù)和應力強度因子,殘余強度和裂紋擴展的生活變化。
3.2有限元模型的建立
在 ug根據(jù)結構的幾何參數(shù)建立如圖3.1三維幾何模型,導入到ANSYS/workbench中,在ANSYS/workbench中通過導入可以生成結構的幾何模型,分別賦予材料特性和單元特性,劃分網(wǎng)格,生成結構的有限元模型,圖3.2為結構的有限元模型。
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)點數(shù)
單元數(shù)
32171
12068
利用workbench的Fracture工具可以在機翼和機身連接處生成裂紋,本文采用半橢球行裂紋。裂紋位于機翼連接處的下部,該區(qū)域為受拉區(qū)域。裂紋處網(wǎng)格進行加密,并采用奇異單元。分別考慮在相同載荷作用下,不同的裂紋長度對應力強度因子的影響。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,固定機身局部方塊的四個面的自由度,在機翼下部采用壓力載荷,載荷大小為0.05Mpa。進行有限元計算,可以提取相關的計算結果。
圖3.4為機翼的應力分布,應力最大值為裂縫處。從下圖可以看出越是靠近機身機翼的連接出應力值越大。
圖3.4 機翼的應力分布
圖3.5為應力值最大的裂縫處。圖中的黑色部分就是斷裂部分。
圖3.5 機翼裂紋的應力分布
從圖3.6可以看出,在裂紋前沿出現(xiàn)較大的應力集中。圖中紅色部位的應力值最大 。
圖3.6機翼裂紋剖面的應力分布
從圖3.7可以看出,機身機翼的連接出位移為0,越是靠近機翼的頭部位移越大。
圖3.7 機翼位移的應力分布
3.3 應力強度因子
應力強度因子計算分析
圖3.8為裂紋長度為1mm的機翼的K1應力強度因子分布沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.8 機翼位移的K1應力強度因子分布(裂紋長度為1mm)
圖3.9為裂紋長度為1mm的機翼的K2應力強度因子分布沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.9 機翼位移的K2應力強度因子分布(裂紋長度為1mm)
圖3.10為裂紋長度為1mm的機翼的K3應力強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 機翼位移的K3應力強度因子分布(裂紋長度為1mm)
圖3.11為裂紋長度為1mm的機翼的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的機翼的K1應力強度因子分布沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.12 機翼位移的K1應力強度因子分布(裂紋長度為2mm)
圖3.13為裂紋長度為2mm的機翼的K2應力強度因子分布沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.13機翼位移的K2應力強度因子分布(裂紋長度為2mm)
圖.3.14為裂紋長度為2mm的機翼的K3應力強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 機翼位移的K3應力強度因子分布(裂紋長度為2mm)
圖3.15為裂紋長度為2mm的機翼的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的機翼的K1應力強度因子分布沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.16 機翼位移的K1應力強度因子分布(裂紋長度為3mm)
圖3.17為裂紋長度為3mm的機翼的K2應力強度因子分布沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.17機翼位移的K2應力強度因子分布(裂紋長度為3mm)
圖.3.18為裂紋長度為3mm的機翼的K3應力強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 機翼位移的K3應力強度因子分布(裂紋長度為3mm)
圖3.19為裂紋長度為3mm的機翼的J積分沿裂縫的分布,中間較大,兩端分布較小。
圖3.19 機翼位移的J積分分布(裂紋長度為3mm)
采用靜力計算分析算出在裂紋長度分別為1mm、 2mm和3mm時的應力強度因子(K1,K2,K2)如表3-1所示
表3-1 應力強度因子
1mm
2mm
3mm
K1
77.124
77.296
76.845
K2
1.6922
2.0378
1.7427
K3
0.057624
0.63947
1.1436
J積分的最簡單形式,可以定義為與路徑無關的曲線積分,它能度量裂紋尖端附近的奇異應力和應變的強度。式(3-1)是二維情況下的定積分表達式。它假定裂縫位于總體直角坐標X-Y平面,而X軸平行于裂縫。
(3-1)
其中:
γ=圍繞裂紋尖端的任意積分路徑;
W=應變能密度(單位體積的應變能);
tx=沿X軸的牽拉力向量σxnx+σxyny;
ty=沿Y軸的牽拉力向量σyny+σxynx;
σ=應力分量;
n=路徑γ的單位外法向矢量分量;
u=位移矢量;
s=路徑γ的距離。
根據(jù)公式計算出J積分如表3-2所示
表3-2 J積分
1mm
2mm
3mm
J積分
0.027059
0.027189
0.026851
3.4 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,當應力強度因子達到斷裂韌性KC,裂紋擴展斷裂,有限元計算終止,解除終止系數(shù)對應于裂紋擴展長度不同的強調(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,最大誤差的測試結果可以滿足工程應用的需要。
3.5本章小結
在本章有限元建模的三位斷層進行了機翼機身上,裂紋擴展和臨界裂紋尺寸驗證。加載變形條件下的線性彈性系數(shù)的不同重點,應力強度因子只需要擴大相同的重要性系數(shù),所以隨機載荷譜單元1中應力強度因子應該應力強度因子乘以相應的壓力值破壞公差負載增加程序只需要提供基本數(shù)據(jù)。
金陵科技學院學士學位論文 第四章 總結與展望
第四章 總結與展望
4.1 本文主要工作
本文首先是對國內(nèi)外機翼機身對接結構的現(xiàn)狀進行了深入的研究,接著對機翼機身對接機構的三維斷裂基礎理論進行闡述,然后建立機翼機身對接結構三維斷裂有限元模型,并對應力強度因子和J積分進行計算和分析,最后并對危險點的計算所得出的數(shù)據(jù)顯示了解到機翼機身對接結構的臨界裂紋長度對應力強度因子的影響。
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。本文只是對三種不同的裂紋長度對應力強度因子的影響進行了探討,所以,進一步的研究是必要的:
1.本文只是對裂紋的應力強度因子、臨界裂紋長度和J積分進行了探討,但是對機翼機身連接結構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。
金陵科技學院學士學位論文 參考文獻
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