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現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)都采用損傷容限的觀點(diǎn)。這種設(shè)計(jì)觀點(diǎn)假設(shè)結(jié)構(gòu)預(yù)先存在損傷，但飛機(jī)結(jié)構(gòu)仍具有足夠的強(qiáng)度來保證飛機(jī)的安全，并避免災(zāi)難性破壞。然而，由于疲勞、腐蝕損傷等原因，結(jié)構(gòu)的老化會(huì)顯著降低剩余強(qiáng)度，并引起許多安全方面的問題。其中一個(gè)主要問題是廣布疲勞損傷，包括多處損傷(multiple site damage, MSD)和多元件損傷(multiple element damage, MED )。
廣布疲勞損傷比只有一條主裂紋對(duì)結(jié)構(gòu)造成的危害要大得多，它使得結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度明顯降低，臨界裂紋尺寸減小，裂紋擴(kuò)展壽命顯著縮短。有資料表明老齡飛機(jī)中的廣布疲勞損傷可使飛機(jī)的剩余強(qiáng)度降低約2500。用有限元CAE分析方法(finite element method, FEM)對(duì)多裂紋加筋板的應(yīng)力強(qiáng)度因子及剩余強(qiáng)度進(jìn)行計(jì)算是最通用和最有效的，但有限元分析方法費(fèi)人費(fèi)時(shí)，因此建立廣布疲勞損傷裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子的工程近似計(jì)算方法顯得非常重要。
針對(duì)含多裂紋加筋板的應(yīng)力強(qiáng)度因子及剩余強(qiáng)度判據(jù)進(jìn)行了較多的研究，但只有Swift給出的塑性區(qū)連通判據(jù)應(yīng)用最廣。國(guó)內(nèi)在這方面也只是近幾年少數(shù)研究者作了少量工作，遠(yuǎn)達(dá)不到系統(tǒng)研究，尤其是對(duì)實(shí)際飛機(jī)的典型結(jié)構(gòu)加筋壁板，涉及得更少。本文對(duì)含廣布疲勞損傷的加筋板結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度，用工程方法(engineering method EM)和有限元方法進(jìn)行計(jì)算，并和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。
含多處損傷加筋板結(jié)構(gòu)和單一裂紋結(jié)構(gòu)相比，其剩余強(qiáng)度明顯降低，發(fā)生災(zāi)難性破壞的臨界裂紋尺寸大大減小。目前，國(guó)外提出的關(guān)于多處損傷裂紋的剩余強(qiáng)度判據(jù)，有裂尖平均應(yīng)力判據(jù)、裂尖平均位移判據(jù)、裂尖張開角判據(jù)、凈截面破壞判據(jù)以及裂尖韌帶塑區(qū)連通判據(jù)等。裂尖韌帶塑性區(qū)連通判據(jù)，因?yàn)槭褂梅奖愫瓦m于工程分析而最有可能成為含多處損傷加筋板結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度分析的工程方法。
塑性區(qū)連通判據(jù)認(rèn)為，當(dāng)主裂紋尖端塑性區(qū)和靠近的多處損傷裂紋尖端塑性區(qū)接觸，則認(rèn)為結(jié)構(gòu)破壞。
加筋板蒙皮含多裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子K與加筋板蒙皮含單裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子K的比值近似等于平板含多裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子K與平板含單裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子K的比值。
為了評(píng)估工程方法計(jì)算的精度，采用有限元方法對(duì)含多處疲勞損傷加筋板結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度進(jìn)行分析與計(jì)算。以某運(yùn)輸機(jī)翼壁板典型部位模擬件作為研究對(duì)象，是將其原工字型長(zhǎng)析打扁后視為板條的鉚接加筋板，其結(jié)構(gòu)形狀及尺寸示意圖其鉚釘型號(hào)，析條及蒙皮材料為L(zhǎng)Y12CZ。
在彈塑性問題中，在裂紋尖端附近(或裂紋前緣)某點(diǎn)的位移隨萬而變化，裂紋尖端到該點(diǎn)的距離，裂紋尖端處的應(yīng)力與應(yīng)變是奇異的變化。選取應(yīng)變奇異點(diǎn)，在裂紋尖端的有限元單元采用八節(jié)點(diǎn)二次奇異單元，單元邊上的中節(jié)點(diǎn)自動(dòng)放到距裂紋尖端處。
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