申请/专利权人：北京航空航天大学;南京理工大学

申请日：2023-12-27

公开（公告）日：2024-03-19

公开（公告）号：CN117725859A

主分类号：G06F30/28

分类号：G06F30/28;G06F30/27;G06F30/23;G06F30/15;G06F18/2135;G06F18/27;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/04;G06F119/14

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.05#实质审查的生效;2024.03.19#公开

摘要：本发明公开一种飞机疲劳损伤关键部位的疲劳裂纹扩展预测方法及系统，属于结构寿命管理与健康监测领域。该方法使用子模型技术将飞机在气动载荷下的全场变形传递到疲劳损伤关键部位，解决了结构全局受载与细节损伤演化的尺度差异，从而在关注的区域内进行更细致的分析，有效地平衡计算精度与效率。在结构细节处疲劳裂纹扩展降阶建模中，针对结构细节分布载荷自由度高的问题，基于主成分分析降维定义了多个基本载荷工况，并分别构建每个基本载荷工况的断裂力学仿真降阶模型，使用断裂力学仿真方法计算应力强度因子。本发明可根据结构全局受载迅速且准确地预测多层级结构中复杂载荷下的裂纹前缘应力强度因子。

主权项：1.一种飞机疲劳损伤关键部位的疲劳裂纹扩展预测方法，其特征在于，包括：确定飞机上待研究的疲劳损伤关键部位；采用子模型方法将飞机在气动载荷下的全场变形传递到所述疲劳损伤关键部位，为所述疲劳损伤关键部位构建子模型，并将子模型的边界节点位移值形成子模型边界条件数据库；利用主成分分析对子模型边界条件数据库进行降维，确定多个基本载荷工况；构建每种基本载荷工况下的断裂力学降阶模型；建立每个基本载荷工况的疲劳裂纹仿真数据库；所述疲劳裂纹仿真数据库包括疲劳损伤关键部位上裂纹的表征参数和裂纹前缘应力强度因子；采用每个基本载荷工况的疲劳裂纹仿真数据库，训练各自基本载荷工况下的断裂力学降阶模型，获得每个基本载荷工况的疲劳裂纹扩展预测模型；将所述疲劳损伤关键部位上当前裂纹的表征参数输入每个基本载荷工况的疲劳裂纹扩展预测模型，输出每个基本载荷工况的裂纹前缘应力强度因子预测值；叠加所有基本载荷工况的裂纹前缘应力强度因子预测值，得到最终预测的裂纹前缘应力强度因子值；所述裂纹前缘应力强度因子值用于表征裂纹扩展速率。

全文数据：

权利要求：

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