具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

本发明实施例提供的技术方案，在基于对断裂结构件进行断口电镜扫描分析的基础上，通过测量断口疲劳条带之间距离获得裂纹扩展速率，按照断裂力学方法计算裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子值，进而反推出裂尖远端应力的最大值，通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最大应力，从而提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，可以包括如下步骤：

对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；

通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；

按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；

根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；

通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断所述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。

本发明实施例提供的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，是在基于断口电镜扫描分析的基础上，按照断裂力学方法计算裂纹尖端应力强度因子值，反推出裂尖远端应力的最大值，通过判断该值是否超过全机疲劳有限元模型中该部位的当量最大应力，从而提出解决现有端口分析方式所存在的各种问题。采用本发明实施例解决了目前的断口分析方式，对于结构件受载是否在预期范围内，是否超过全机疲劳载荷谱中的最大载荷，结构件是否承受了较大的应力等无法确定的问题，从而实现了判断结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。

以下分别对上述各步骤的具体实施方式进行说明。如图1所示，为本发明实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法的流程图，图2为本发明实施例中的断口疲劳条带的示意图，图2中的1为裂纹扩展方向坐标标识线，2为疲劳条带，3为相邻两疲劳条带之间的距离。

参照图1和图2所示，本发明实施例提供的方法，上述对断裂结构件进行断口电镜扫描分析之前，还可以包括如下步骤：

步骤一、在断裂结构件中选取并截取含全裂纹面的断口，并保护好断口。

步骤二、在断口背面建立裂纹扩展方向坐标标识线，并在坐标标识线上划分出用于进行电镜扫描的等分点。

该步骤中建立的坐标标识线的方式为：以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线；如图3所示，为本发明实施例中所建立出的坐标标识线的示意图。

该步骤中等分点的划分方式为：将裂纹起始点和终点在断口背面的对应直线长度L划分成等间距的N个等分点。

本发明实施例提供的方法中，上述对断裂结构件进行断口电镜扫描分析的实施方式，可以包括如下步骤：

步骤三、对断口进行电镜扫描分析。该步骤的具体实施方式为：

对步骤一选取的断口，在步骤二建立的每个等分点处进行电镜扫面分析，采用电镜扫描仪器进行扫描，扫描过程中确保各个等分点处均能清晰获取到规则的疲劳条带。

本发明实施例提供的方法中，上述通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率的实施方式，可以包括如下步骤：

步骤四、测量疲劳条带间距离并计算每个等分点处裂纹扩展速率da/dN。该步骤的具体实施方式为：

在每个等分点处对步骤三得到的电镜扫描结果进行分析，测量断口背面相邻疲劳条带之间距离；采用多次、多处测量求平均值的方法，准确计算并得到每个等分点处裂纹扩展速率da/dN。

本发明实施例提供的方法中，上述计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子的实施方式，可以包括如下步骤：

步骤五、计算每个等分点处裂纹尖端应力强度因子ΔK。该步骤的计算方式为：

按照paris公式，可计算得到每个等分点处裂纹尖端应力强度因子ΔK；

其中，C和n为材料常数。

本发明实施例提供的方法中，上述推导裂纹远端应力最大值的实施方式，可以包括如下步骤：

步骤六、计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σ_max。该步骤的计算方式为：

根据paris公式，计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σ_max为：

其中，β为综合修正因子，R为应力比，R＝σ₁/σ₂，σ₁，σ₂分别为全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最小、最大应力。如图4所示，为本发明实施例中裂纹、裂纹尖端、远端应力的示意图。

本发明实施例提供的方法中，上述判断上述断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏的实施方式，可以包括如下步骤：

步骤七、判断步骤六中得到的裂纹远端应力最大值σ_max是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力σ₂，如果超过，则说明该部位的破坏模式属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。

具体实施例

下面以某一具体实施例对本发明实施例提供的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法做进一步详细说明。

参考图1和图2所示，该具体实施例提供一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，该分析方法的实施方式如下：

已知：裂纹长度为α＝275μm处，经对电镜扫描图片测量计算得到该点处裂纹扩展速率da/dN＝0.43μm/n，c＝1.059×10^-7，n＝3.32。

该具体实施例提供的基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，包括以下步骤：

步骤一、在断裂结构件中选取并截取含全裂纹面的断口，并保护好断口。

步骤二、在断口背面建立裂纹扩展方向坐标标识线。在断口背面，以裂纹起始点在断口背面的对应位置为原点，沿裂纹扩展方向建立裂纹扩展方向上的坐标标识线，将裂纹起始点和终点在断口背面的对应直线长度L划分成N个等间距并建立等分点，例如，N＝10。

步骤三、对断口进行电镜扫描分析。对步骤一选取的断口，在步骤二建立的每个等分点处进行电镜扫面分析，采用电镜扫描仪器进行扫描，扫描过程中确保各个等分点处均能清晰获取到规则的疲劳条带。

步骤四、测量疲劳条带间距离并计算每个等分点处裂纹扩展速率da/dN。在每个等分点处对步骤三得到的电镜扫描结果进行分析，采用多次、多处测量求平均值的方法，准确计算并得到每个等分点处裂纹扩展速率da/dN。选取第3个等分点，此处裂纹长度α＝275μm处，经对电镜扫描图片测量计算得到该点处裂纹扩展速率da/dN＝0.43μm/n。

步骤五、计算每个等分点处裂纹尖端应力强度因子ΔK。按照paris公式，计算得到每个等分点处裂纹尖端应力强度因子ΔK。

其中，C和n为材料常数。经计算，

步骤六、计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σ_max。根据paris公式，计算每个等分点处裂纹远端应力最大值σ_max，经计算σ_max＝377.7MPa。其中，查阅《应力强度因子手册》(科学技术出版社，1993年)，综合修正因子β＝1.1，查全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最小、最大应力，计算得到R＝0。

步骤七、经判断，裂纹远端应力最大值σ_max>σ₂，则说明该部位的破坏是属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。

本发明实施例针对飞行中飞机结构出现裂纹后破坏模式不易确定问题，提出了一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，该方法是在基于对断裂结构件进行断口电镜扫描分析的基础上，通过测量断口疲劳条带之间距离获得裂纹扩展速率，按照断裂力学方法，计算裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子值，反推出裂纹远端应力的最大值，从而通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中该部位的当量最大应力，以此来判断该结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏。本发明采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本发明可用于判断该结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。