飛機(jī)結(jié)構(gòu)的三維損傷容限耐久性預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)與虛擬試驗(yàn)技術(shù)

飛機(jī)構(gòu)造的三維損傷容限耐久性預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)與虛擬試驗(yàn)技術(shù)郭萬(wàn)林趙軍華(南京航空航天大學(xué)納米科學(xué)研究所南京210016)摘要現(xiàn)代CAE技術(shù)的開(kāi)展極大地進(jìn)步了飛機(jī)等大型和/或復(fù)雜構(gòu)造設(shè)計(jì)的效率和技術(shù)程度。針對(duì)大型復(fù)雜工況下飛機(jī)構(gòu)造平安保障的迫切要求，開(kāi)發(fā)一套飛機(jī)構(gòu)造三維損傷容限耐久性可視化虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)及支撐數(shù)據(jù)庫(kù)；對(duì)飛機(jī)構(gòu)造進(jìn)展高可靠度的三維損傷容限耐久性虛擬試驗(yàn)，顯著進(jìn)步飛機(jī)構(gòu)造的數(shù)字化虛擬試驗(yàn)才能，顯著拓展全機(jī)實(shí)驗(yàn)效用,縮短型號(hào)研制周期；開(kāi)展具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的三維損傷容限與耐久性關(guān)鍵技術(shù)，解決從材料性能到三維復(fù)雜構(gòu)造性能跨越、從微納外表制造質(zhì)量和材料缺陷到部分三維裂紋、直到全機(jī)強(qiáng)度的多尺度跨越等虛擬試驗(yàn)的瓶頸，解決復(fù)雜載荷傳遞、復(fù)雜工況和載荷歷史、腐蝕疲勞、制造質(zhì)量影響預(yù)測(cè)等已成為開(kāi)展先進(jìn)的CAE技術(shù)以滿足現(xiàn)代構(gòu)造設(shè)計(jì)所必須面臨的關(guān)鍵科學(xué)和技術(shù)問(wèn)題。本文系統(tǒng)地介紹我們?cè)谏鲜鲅芯糠较虻淖钚逻M(jìn)展及其在現(xiàn)代飛行器中的應(yīng)用和理論效果。關(guān)鍵詞損傷容限；耐久性；三維疲勞斷裂理論；虛擬試驗(yàn)一概述航空工業(yè)作為技術(shù)密集、知識(shí)密集的高技術(shù)產(chǎn)業(yè)，集材料、機(jī)械、發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣動(dòng)力、電子、超密集加工、特種工藝等各種前沿技術(shù)之大成。以CAE/CAD/CAM為核心的虛擬化仿真設(shè)計(jì)制造技術(shù)是現(xiàn)代航空數(shù)字化產(chǎn)品研制以及航空工業(yè)信息化的基石，也是高技術(shù)競(jìng)爭(zhēng)的詳細(xì)表達(dá)[1]。其中，CAE對(duì)航空產(chǎn)品的技術(shù)奉獻(xiàn)尤其關(guān)鍵，國(guó)外已有許多成熟的CAE軟件可對(duì)各種產(chǎn)品進(jìn)展設(shè)計(jì)和多種性能的虛擬仿真，如構(gòu)造力學(xué)分析(FEA)、流體力學(xué)分析(FEA)、計(jì)算流體力學(xué)分析(CFD)和計(jì)算電磁學(xué)分析(CEM)等在航空產(chǎn)品設(shè)計(jì)中獲得了廣泛的應(yīng)用[1,2]。因此，現(xiàn)代CAE技術(shù)的開(kāi)展極大地進(jìn)步了飛機(jī)構(gòu)造設(shè)計(jì)的效率和技術(shù)程度。目前，國(guó)際航空技術(shù)興旺國(guó)家早已施行損傷容限耐久性標(biāo)準(zhǔn)，并成為國(guó)際適航性條例要求。然而，在飛機(jī)構(gòu)造的三維損傷容限耐久性預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)方面，現(xiàn)代的CAE技術(shù)具有很大的局限性[3]。這主要是由于：1)目前的構(gòu)造損傷容限分析和壽命預(yù)測(cè)的CAE技術(shù)仍然基于幾十年前開(kāi)展起來(lái)的二維斷裂理論和經(jīng)歷方法的框架。2)由于研究隊(duì)伍嚴(yán)重萎縮，國(guó)際上的本質(zhì)性進(jìn)展非常緩慢，三維損傷容限耐久性技術(shù)的開(kāi)展停滯不前。3)構(gòu)造中三維裂紋從萌生到擴(kuò)展的自動(dòng)演化過(guò)程還無(wú)法很好的實(shí)現(xiàn)。與此同時(shí)，現(xiàn)代飛機(jī)大量使用三維整體構(gòu)造，已有技術(shù)與需求的矛盾更加突出。這一現(xiàn)狀的存在，使得國(guó)內(nèi)外的設(shè)計(jì)者們?cè)谝延屑夹g(shù)根底上不得不依靠更加實(shí)際、但耗資宏大的全機(jī)試驗(yàn)和各級(jí)全尺寸部件試驗(yàn)來(lái)檢驗(yàn)飛機(jī)構(gòu)造的損傷容限和耐久性，虛擬試驗(yàn)的科學(xué)根底欠缺。近年隨著計(jì)算機(jī)容量逐漸滿足三維斷裂分析的需要，國(guó)際上三維試驗(yàn)和數(shù)值研究驟增，多尺度研究驟增，虛擬試驗(yàn)的概念形成并得以應(yīng)用[3,4]。有影響和代表程度的工作主要出自美國(guó)NASA以Newman為主的研究組、英國(guó)Sheffield大學(xué)nCode公司及其研究組、法國(guó)宇航院(ONERA)、瑞典航空研究實(shí)驗(yàn)室(FOI，德文首字)Blom研究組，荷蘭國(guó)防動(dòng)力研究實(shí)驗(yàn)室、澳大利亞國(guó)防科技組織(DSTO)等[5-8]。但是其損傷容限耐久性技術(shù)根據(jù)的理論根底仍然是二維疲勞斷裂理論，未獲得本質(zhì)上的打破，考慮三維約束的疲勞壽命分析模型也都是建立在大量經(jīng)歷參數(shù)根底上的[9,10]。近年，我國(guó)某飛機(jī)設(shè)計(jì)行業(yè)以及相關(guān)單位已成功實(shí)現(xiàn)全數(shù)字化設(shè)計(jì)、制造，一些重點(diǎn)型號(hào)工程在設(shè)計(jì)階段就已全面施行損傷容限與耐久性標(biāo)準(zhǔn)，開(kāi)展了大量全尺寸靜力、疲勞/耐久性和損傷容限試驗(yàn)，建立起珍貴的經(jīng)歷和高素質(zhì)的隊(duì)伍以及組織管理體系。然而，基于試驗(yàn)來(lái)保證性能的經(jīng)歷設(shè)計(jì)方法存在明顯的局限：全尺寸試驗(yàn)之前主要是經(jīng)歷估計(jì)，如各種平安系數(shù)法，對(duì)經(jīng)歷積累依賴嚴(yán)重，不利創(chuàng)新開(kāi)展；試驗(yàn)或一定要設(shè)法滿足設(shè)計(jì)要求，否那么發(fā)現(xiàn)問(wèn)題后更改設(shè)計(jì)困難，代價(jià)很高；全尺寸試驗(yàn)只能檢驗(yàn)最薄弱環(huán)節(jié)，不能真實(shí)考核整體構(gòu)造的設(shè)計(jì)程度，尤其是優(yōu)化程度；全機(jī)試驗(yàn)只能檢驗(yàn)一種工況〔如標(biāo)準(zhǔn)載荷譜、實(shí)驗(yàn)室環(huán)境和周期、抽取的單一的制造質(zhì)量樣本等〕，代價(jià)高昂但實(shí)際效果遠(yuǎn)不是人們認(rèn)為的那么一錘定音式的決定一切。因此，開(kāi)展基于三維損傷容限與耐久性科學(xué)根底的預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)技術(shù)已變得非常必要和迫切。本課題組在國(guó)家各部委多年的連續(xù)資助和國(guó)防預(yù)研工程的支持下，從20世紀(jì)80年代中期開(kāi)場(chǎng)，針對(duì)飛機(jī)技術(shù)的實(shí)際需求，對(duì)復(fù)雜環(huán)境和工況下工程材料和構(gòu)造的三維疲勞斷裂開(kāi)展了長(zhǎng)期不懈的系統(tǒng)深化的理論、計(jì)算和試驗(yàn)研究，所建立的基于三維約束因子的三維疲勞斷裂理論、準(zhǔn)那么和規(guī)律可以較好地解決上述關(guān)鍵科學(xué)和技術(shù)問(wèn)題，在國(guó)內(nèi)外受到肯定，為解決復(fù)雜構(gòu)造三維損傷容限和耐久性問(wèn)題提供了一整套自恰、完善、有效的理論和方法，在國(guó)際上被稱為“郭因子〞理論[11-13]。在飛機(jī)損傷容限及基于斷裂力學(xué)的壽命預(yù)測(cè)領(lǐng)域，本研究組邁出了由二維理論到三維理論轉(zhuǎn)變的本質(zhì)性的一步。以此為根底研發(fā)的“飛機(jī)構(gòu)造三維損傷容限分析和平安評(píng)定軟件〞于1996年就通過(guò)了原國(guó)防科工委〔現(xiàn)總裝備部〕和教育部的結(jié)合驗(yàn)收和鑒定，此后我們一直結(jié)合新的研究進(jìn)展致力于開(kāi)展更新。三維約束理論及其三維疲勞斷裂力學(xué)理論，可以真實(shí)地反響三維構(gòu)造的斷裂和疲勞失效機(jī)理和規(guī)律[3,4]。其成果已成功應(yīng)用多種飛機(jī)型號(hào)的設(shè)計(jì)、材料性能分析，直至一系列關(guān)鍵部件的損傷容限分析和壽命預(yù)測(cè)，通過(guò)從宏觀到微觀的多尺度飛機(jī)構(gòu)造模型的建立，成功預(yù)測(cè)出與全機(jī)試驗(yàn)高度吻合的結(jié)果。這一核心技術(shù)的打破，為我們克制全機(jī)試驗(yàn)的種種局限和虛擬試驗(yàn)的瓶頸問(wèn)題、開(kāi)展針對(duì)飛機(jī)關(guān)鍵構(gòu)造的三維損傷容限與耐久性預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)技術(shù)和虛擬試驗(yàn)技術(shù)奠定了堅(jiān)實(shí)的根底。在復(fù)雜環(huán)境三維疲勞斷裂領(lǐng)域的研究也獲得新的打破，獲得了腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展與載荷、幾何無(wú)關(guān)的歸一化曲線，開(kāi)展了三維腐蝕譜載疲勞壽命預(yù)測(cè)軟件[14]。在三維疲勞斷裂統(tǒng)一理論，疲勞、可靠性可視化研究方面獲得新進(jìn)展，對(duì)構(gòu)造全壽命研究提供了新方向，可使平安評(píng)定高效、可靠、更易施行。最近，結(jié)合國(guó)家重大專項(xiàng)試驗(yàn)研究方案的執(zhí)行，本研究組與相關(guān)單位合作，更將三維損傷容限技術(shù)非常成功地應(yīng)用于高溫環(huán)境三維疲勞斷裂預(yù)測(cè)與試驗(yàn)驗(yàn)證，獲得了與載荷工況和幾何無(wú)關(guān)的高溫合金和粉末合金的疲勞、斷裂歸一化性能曲線。標(biāo)志著三維損傷容限技術(shù)在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)等高溫構(gòu)造虛擬試驗(yàn)的可行性[15,16]。此外，飛機(jī)飛行是一項(xiàng)耗資宏大、變量參數(shù)很多、非常復(fù)雜的系統(tǒng)工程，保證其平安、可靠是飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮的重要問(wèn)題。因此，可利用仿真技術(shù)經(jīng)濟(jì)、平安及可重復(fù)性等特點(diǎn)，進(jìn)展飛行任務(wù)或操作的模擬，以代替某些費(fèi)時(shí)、費(fèi)力、費(fèi)錢的真實(shí)試驗(yàn)或者真實(shí)試驗(yàn)無(wú)法開(kāi)展的場(chǎng)合，從而獲得進(jìn)步航天員工作效率或航天器系統(tǒng)可靠性等的設(shè)計(jì)對(duì)策。這樣，飛行仿真研究就成為確保飛機(jī)平安、可靠的有效技術(shù)途徑。然而，大多數(shù)現(xiàn)有的仿真系統(tǒng)采用傳統(tǒng)的仿真理論，即針對(duì)所研究的對(duì)象設(shè)計(jì)模型，然后根據(jù)實(shí)驗(yàn)方案在模型上進(jìn)展各種實(shí)驗(yàn)，分析實(shí)驗(yàn)結(jié)果。其中設(shè)計(jì)的系統(tǒng)模型通常是由互相聯(lián)絡(luò)的數(shù)據(jù)構(gòu)造集合和過(guò)程集合構(gòu)成，具有一體化的信息和控制，因此很難對(duì)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)展修改。此外，實(shí)驗(yàn)結(jié)果的分析與處理也非常繁冗，同時(shí)，也不能直接對(duì)其做出解釋。因此，隨著仿真技術(shù)向可視化方向的開(kāi)展，將虛擬實(shí)驗(yàn)技術(shù)與仿真理論相結(jié)合進(jìn)展飛機(jī)飛行仿真的研究，不失為一個(gè)行之有效的方法。虛擬試驗(yàn)技術(shù)在國(guó)內(nèi)的應(yīng)用尚處于起步階段，在國(guó)外，該技術(shù)已成功地應(yīng)用于工業(yè)產(chǎn)品的開(kāi)發(fā)中。本課題組目前正在應(yīng)用CAD/CAE技術(shù)和先進(jìn)理論方法，通過(guò)對(duì)大型有限元軟件的二次開(kāi)發(fā)來(lái)實(shí)現(xiàn)：1)裂紋自動(dòng)插入飛機(jī)構(gòu)造模型；2)裂紋在常幅和變幅疲勞載荷作用下的自動(dòng)演化；3)將有限元軟件與并行計(jì)算機(jī)集群計(jì)算端口對(duì)接，進(jìn)展飛機(jī)全機(jī)構(gòu)造三維損傷容限耐久性虛擬試驗(yàn)。二現(xiàn)代飛機(jī)構(gòu)造設(shè)計(jì)的局限性和技術(shù)瓶頸在現(xiàn)代飛機(jī)構(gòu)造設(shè)計(jì)中，數(shù)控整體機(jī)架主承力構(gòu)造得到大量使用，因此含缺陷構(gòu)造的三維效應(yīng)對(duì)飛機(jī)壽命和平安性的影響日益突出。我國(guó)對(duì)飛機(jī)壽命確實(shí)定主要基于已消費(fèi)出的成品進(jìn)展實(shí)物模擬試驗(yàn)。進(jìn)展疲勞試驗(yàn)，尤其是全尺寸的飛機(jī)疲勞試驗(yàn)，消耗宏大，試驗(yàn)周期長(zhǎng)，試驗(yàn)次數(shù)將受到極大的限制。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和數(shù)值分析技術(shù)的高度開(kāi)展，虛擬試驗(yàn)在從國(guó)防裝備到民用品開(kāi)發(fā)研制中具有越來(lái)越重要的地位。通過(guò)虛擬試驗(yàn)技術(shù)，可以有效拓展全尺寸試驗(yàn)的效用，使一次試驗(yàn)可以拓展出數(shù)次、數(shù)十次試驗(yàn)的效用，實(shí)在指導(dǎo)定型和服役使用。并在數(shù)字化設(shè)計(jì)的任何階段，對(duì)任何部件、構(gòu)造細(xì)節(jié)在可能的使用工況和環(huán)境下進(jìn)展虛擬試驗(yàn)，優(yōu)化設(shè)計(jì)。但是，虛擬試驗(yàn)的可行性和可信度是核心挑戰(zhàn)。對(duì)飛機(jī)構(gòu)造，主要技術(shù)瓶頸是[3,4,14]：1)從材料性能數(shù)據(jù)到實(shí)際復(fù)雜三維構(gòu)造強(qiáng)度和壽命等性能缺乏科學(xué)可靠的分析預(yù)測(cè)方法；目前大多數(shù)損傷容限分析和耐久性預(yù)測(cè)主要建立在二維疲勞斷裂理論的根底之上，無(wú)法反映三維構(gòu)造的裂紋演化和破壞形式及其對(duì)壽命的數(shù)個(gè)量級(jí)的可能影響。2)對(duì)塊體構(gòu)造的損傷容限與耐久性缺乏研究，而飛機(jī)的主承力部件和關(guān)鍵構(gòu)造多為塊體構(gòu)造，尤其在大面積使用整體部件的現(xiàn)代飛機(jī)中，三維特征很強(qiáng)，這方面的理論根底和分析技術(shù)都非常薄弱。3)飛機(jī)復(fù)雜傳力途徑致使從任務(wù)剖面確定關(guān)鍵部位部分應(yīng)力程度困難；4)以往強(qiáng)度設(shè)計(jì)主要考慮應(yīng)力因素，對(duì)加工質(zhì)量、環(huán)境等因素的定量影響估計(jì)困難。這是目前的飛機(jī)設(shè)計(jì)、定型時(shí)不得不進(jìn)展全機(jī)疲勞試驗(yàn)的重要原因。5)實(shí)際構(gòu)造的裂紋問(wèn)題的復(fù)雜多樣性是制約設(shè)計(jì)單位采用損傷容限技術(shù)的主要障礙。通用分析軟件的直觀方法難以湊效，設(shè)計(jì)之前就建立強(qiáng)度因子庫(kù)等很不現(xiàn)實(shí)，開(kāi)展虛擬試驗(yàn)技術(shù)是解決問(wèn)題的根本途徑。6)比之靜、動(dòng)、熱力學(xué)分析，損傷容限與耐久性虛擬試驗(yàn)必須涉及微觀初始質(zhì)量、三維裂紋構(gòu)造細(xì)節(jié)到部件、全機(jī)受載的近十個(gè)尺度量級(jí)的跨越，對(duì)多尺度建模和并行計(jì)算技術(shù)提出要求。三可望獲得的打破1飛機(jī)構(gòu)造三維損傷容限和耐久性核心技術(shù)開(kāi)展基于先進(jìn)的三維疲勞斷裂理論和自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的三維損傷容限和耐久性關(guān)鍵技術(shù)，解決從材料性能到三維復(fù)雜構(gòu)造性能的跨越。這是虛擬試驗(yàn)的科學(xué)根底和核心技術(shù)，詳細(xì)研究?jī)?nèi)容包括：1)基于材料基準(zhǔn)曲線的三維裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)技術(shù)：準(zhǔn)確預(yù)測(cè)三維復(fù)雜塊體構(gòu)造各類裂紋疲勞擴(kuò)展壽命和疲勞擴(kuò)展形式。2)基于材料根本斷裂韌性數(shù)據(jù)的三維構(gòu)造剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)技術(shù)：解決從標(biāo)準(zhǔn)材料性能試驗(yàn)到實(shí)際構(gòu)造斷裂的跨越，解決不同裂紋形式的統(tǒng)一問(wèn)題，解決復(fù)雜載荷工況下三維構(gòu)造裂紋的起裂預(yù)測(cè)技術(shù)等關(guān)鍵問(wèn)題。3)基于三維疲勞和斷裂的統(tǒng)一理論，建立從材料、構(gòu)造初始質(zhì)量和實(shí)際構(gòu)造當(dāng)前損傷狀況預(yù)測(cè)其疲勞壽命或耐久性的技術(shù)。2復(fù)雜工況下的飛機(jī)構(gòu)造損傷容限預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)技術(shù)飛機(jī)構(gòu)造疲勞損傷總是在復(fù)雜服役載荷工況和環(huán)境作用下逐步演化至破壞的過(guò)程。然而，復(fù)雜工況下的疲勞裂紋擴(kuò)展、三維復(fù)合型裂紋斷裂韌性等在目前都未解決，但對(duì)飛機(jī)損傷容限有重要影響，這需要結(jié)合一些典型的飛機(jī)構(gòu)造進(jìn)展詳細(xì)研究。結(jié)合典型飛機(jī)構(gòu)造材料，開(kāi)展三維斷裂理論至三維復(fù)合型裂紋問(wèn)題，并開(kāi)展試件級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證研究:1)建立三維復(fù)合型裂紋體的斷裂準(zhǔn)那么和剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)技術(shù)；2)開(kāi)展復(fù)雜載荷工況下三維裂紋疲勞擴(kuò)展規(guī)律研究的試驗(yàn)研究；3)結(jié)合飛機(jī)全尺寸部件或全機(jī)試驗(yàn)，開(kāi)展含三維裂紋的實(shí)際構(gòu)造的剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)研究，開(kāi)展虛擬試驗(yàn)技術(shù)。3虛擬試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)飛機(jī)構(gòu)造三維損傷容限多尺度虛擬試驗(yàn)技術(shù)是以高性能計(jì)算機(jī)系統(tǒng)為支撐平臺(tái)，根據(jù)飛機(jī)構(gòu)造的數(shù)字設(shè)計(jì)信息，建立其考慮加工質(zhì)量和多尺度初始缺陷，符合相應(yīng)物理試驗(yàn)要求的“虛擬原型〞，同時(shí)根據(jù)飛機(jī)構(gòu)造的詳細(xì)使用環(huán)境，建立復(fù)雜的“虛擬試驗(yàn)環(huán)境〞，如復(fù)雜傳力和載荷工況等，并將“虛擬原型〞“安裝〞于“虛擬試驗(yàn)環(huán)境〞之上，通過(guò)仿真計(jì)算在各種試驗(yàn)載荷下“虛擬原型〞的響應(yīng)，并根據(jù)響應(yīng)數(shù)據(jù)來(lái)計(jì)算構(gòu)造的三維損傷容限和耐久性等重要指標(biāo)。在設(shè)計(jì)、改型的各個(gè)階段方便的施行關(guān)鍵構(gòu)造、部件的三維損傷容限耐久性虛擬試驗(yàn)，探測(cè)各種因素影響下的構(gòu)造性能，為優(yōu)化設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)全壽命周期設(shè)計(jì)提供先進(jìn)技術(shù)和方便的工具。比照真實(shí)全機(jī)試驗(yàn)所獲得的飛機(jī)構(gòu)造性能數(shù)據(jù)，拓展全機(jī)試驗(yàn)的范圍，評(píng)估不同制造質(zhì)量、不同載荷歷程、不同工況下飛機(jī)構(gòu)造的損傷容限性能，為新型飛機(jī)設(shè)計(jì)提供根據(jù)，加速新機(jī)研制和已有型號(hào)的改型。4基于初始質(zhì)量控制的跨尺度建模和并行仿真技術(shù)單個(gè)計(jì)算機(jī)CPU的速度已經(jīng)很難進(jìn)一步大幅度進(jìn)步。因此，飛機(jī)多尺度損傷容限設(shè)計(jì)和分析技術(shù)不可能停留在單個(gè)CPU限制的技術(shù)框架之內(nèi)，開(kāi)展利用多個(gè)CPU或計(jì)算機(jī)集群技術(shù)的并行計(jì)算技術(shù)是我國(guó)飛機(jī)設(shè)計(jì)和虛擬試驗(yàn)開(kāi)展的必然趨勢(shì)。飛機(jī)構(gòu)造具有很大的自由度，它含有非線性本構(gòu)關(guān)系、隨機(jī)載荷、多場(chǎng)耦合和復(fù)雜的邊界條件等多種因素，以及從微觀缺陷到宏觀飛機(jī)構(gòu)造的跨尺度模型的建立，對(duì)這種構(gòu)造進(jìn)展分析必須借助于高階的數(shù)值分析模型和大規(guī)?？茖W(xué)計(jì)算。我們將在已有的并行計(jì)算機(jī)群的根底之上，組建更大規(guī)模、更高速度的計(jì)算機(jī)群，來(lái)作為飛機(jī)全機(jī)構(gòu)造三維損傷容限耐久性虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)的硬件平臺(tái)。圖1給出了基于三維疲勞斷裂理論和飛機(jī)數(shù)字化技術(shù)根底上，建立飛機(jī)構(gòu)造的三維損傷容限耐久性設(shè)計(jì)和虛擬試驗(yàn)技術(shù)的整體道路圖。圖1飛機(jī)構(gòu)造的三維損傷容限耐久性設(shè)計(jì)和虛擬試驗(yàn)技術(shù)的整體道路圖四完畢語(yǔ)CAE的虛擬模擬技術(shù)正在成為與理論研究和物理實(shí)驗(yàn)同等重要的研究手段，也是現(xiàn)代制造業(yè)的核心技術(shù)。雖然目前我國(guó)的CAE技術(shù)從理論體系到各個(gè)研究領(lǐng)域都有一些令人信服的成果，但在飛機(jī)構(gòu)造的三維損傷容限耐久性設(shè)計(jì)和虛擬試驗(yàn)技術(shù)方面還須大力進(jìn)步，只有建立擁有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的CAE軟件，才能為我國(guó)經(jīng)濟(jì)社會(huì)開(kāi)展和國(guó)防現(xiàn)代化建立提供強(qiáng)大支撐。參考文獻(xiàn)雷先華.航空工業(yè)CAE應(yīng)用簡(jiǎn)述,航空制造技術(shù),2004,2:40-41.伍厚軍,鄭國(guó)磊,閆勇,柳澤,羅乖林.CAD/CAE在飛機(jī)改型中的應(yīng)用,飛機(jī)設(shè)計(jì),2003,2:10-16.郭萬(wàn)林.飛機(jī)構(gòu)造損傷容限設(shè)計(jì)中的三維問(wèn)題研究.航空學(xué)報(bào),1995,16(2):129-136.郭萬(wàn)林,張?zhí)镏?飛機(jī)譜載荷下裂紋擴(kuò)展的三維約束效應(yīng).航空學(xué)報(bào),2000,21(4):294-298.NewmenJrJ.C..Acrackopeningstressequationforfatiguecrackgrowth.Int.J.Fract.1984,24:131-135.KinzieR.,CookeG..CorrosioninUSAFagingaircraftfleets.NASA1999002633,1999.GrandtJrA.F..Materialdegradation＆Fatigueinaerospacestructures.NASANo.19980010434,1998.DuM.L.,ChiangF.P.,KagwadeS.V.,ClaytonC.R..SynergismbetweencorrosionandfatigueofA12024-T3alloy.Structuralintegrityinagingaircraft.ASME.1995(A96-2399105-05):119-128.張福澤,金屬機(jī)件腐蝕損傷日歷壽命的計(jì)算模型和確定方法.航空學(xué)報(bào).1999,20(3):75-79.張福澤,飛機(jī)日歷壽命確定的新方法研究.疲勞也與斷裂2000，主編：柳春圖.北京：氣象出版社.2000,7-12.GuoW.L..Elastoplasticthreedimensionalcrackborderfield-I.Eng.Fract.Mech.1993a,46:93-GuoW.L..Elastoplasticthreedimensionalcrackborderfield-II.Eng.Fract.Mech.1993b,46:105GuoW.L..Elastoplasticthreedimensionalcrackborderfield-III.Eng.Fract.Mech.1995,51:郭萬(wàn)林.復(fù)雜環(huán)境下的三維疲勞斷裂.航空學(xué)報(bào),2002,23(3):215-220.GuoW.L..Three-dimensionalanalysisofplasticconstraintfor