现代飞机结构的设计都采用损伤容限的观点。这种设计观点假设结构预先存在损伤，但飞机结构仍具有足够的强度来保证飞机的安全，并避免灾难性破坏。然而，由于疲劳、腐蚀损伤等原因，结构的老化会显著降低剩余强度，并引起许多安全方面的问题。其中一个主要问题是广布疲劳损伤，包括多处损伤(multiple site damage, MSD)和多元件损伤(multiple element damage, MED )。
      广布疲劳损伤比只有一条主裂纹对结构造成的危害要大得多，它使得结构剩余强度明显降低，临界裂纹尺寸减小，裂纹扩展寿命显著缩短。有资料表明老龄飞机中的广布疲劳损伤可使飞机的剩余强度降低约2500。用有限元CAE分析方法(finite element method, FEM)对多裂纹加筋板的应力强度因子及剩余强度进行计算是最通用和最有效的，但有限元分析方法费人费时，因此建立广布疲劳损伤裂纹应力强度因子的工程近似计算方法显得非常重要。
      针对含多裂纹加筋板的应力强度因子及剩余强度判据进行了较多的研究，但只有Swift给出的塑性区连通判据应用最广。国内在这方面也只是近几年少数研究者作了少量工作，远达不到系统研究，尤其是对实际飞机的典型结构加筋壁板，涉及得更少。本文对含广布疲劳损伤的加筋板结构的剩余强度，用工程方法(engineering method EM)和有限元方法进行计算，并和试验结果进行对比。
      含多处损伤加筋板结构和单一裂纹结构相比，其剩余强度明显降低，发生灾难性破坏的临界裂纹尺寸大大减小。目前，国外提出的关于多处损伤裂纹的剩余强度判据，有裂尖平均应力判据、裂尖平均位移判据、裂尖张开角判据、净截面破坏判据以及裂尖韧带塑区连通判据等。裂尖韧带塑性区连通判据，因为使用方便和适于工程分析而最有可能成为含多处损伤加筋板结构剩余强度分析的工程方法。
      塑性区连通判据认为，当主裂纹尖端塑性区和靠近的多处损伤裂纹尖端塑性区接触，则认为结构破坏。
      加筋板蒙皮含多裂纹应力强度因子K与加筋板蒙皮含单裂纹应力强度因子K的比值近似等于平板含多裂纹应力强度因子K与平板含单裂纹应力强度因子K的比值。
      为了评估工程方法计算的精度，采用有限元方法对含多处疲劳损伤加筋板结构的剩余强度进行分析与计算。以某运输机翼壁板典型部位模拟件作为研究对象，是将其原工字型长析打扁后视为板条的铆接加筋板，其结构形状及尺寸示意图其铆钉型号，析条及蒙皮材料为LY12CZ。
      在弹塑性问题中，在裂纹尖端附近(或裂纹前缘)某点的位移随万而变化，裂纹尖端到该点的距离，裂纹尖端处的应力与应变是奇异的变化。选取应变奇异点，在裂纹尖端的有限元单元采用八节点二次奇异单元，单元边上的中节点自动放到距裂纹尖端处。

                                                                                专业从事机械产品设计│有限元分析│CAE分析│结构优化│技术服务与解决方案
                                                                                                                                                      杭州那泰科技有限公司
                                                                              本文出自杭州那泰科技有限公司www.nataid.com，转载请注明出处和相关链接！