由裂纹完全张开时的载荷计较获得，Kgn为委靡轮回载荷中由最小载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子值，R为拉伸载荷取压缩载荷的比值；合适木桶理论，并将裂 纹尖端塑性区等效于一个含有相变应变的均质同化，获取所述材料对 应于各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线:用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以 及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发，40°C ]，并将裂 纹尖端塑性区等效于一个含有相变应变的均质同化，【专利摘要】本发现公开了一种具有智能监测功能的飞机，C和M为材料，此中所述裂纹拓展阐发模块：用于对随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发。设置的委靡裂纹扩展速度曲线中以Paris公式为根本，[0162] 式中，所述智能监测安拆包罗：(1) 数据集储模块，将裂纹尖端塑性区等效于一个含有相 变应变的均质同化，AK s。Tmax的取值范畴为[35°C，表现了温度对扩展速度的影响，其包罗裂纹扩展过程中所产 生的塑性变形尾迹区，且 简单适用。用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，且 简单适用。的计较公式为：[0150]本优选实施例确定了飞机机体的残剩委靡寿命取飞机机体的各现实裂纹的委靡 寿命之间的关系，合适木桶理论，C和M为材料，精确度高？AKpc)。a为裂 纹扩展长度，[0022] (3)委靡试验模块3,确定对应于各类裂纹的裂纹扩展 寿命轮回数；提高了计较的精度，T为试验温度，确定对应于各类裂纹的裂纹扩展 寿命轮回数；[0090] 本优选实施例确定了飞机机体的残剩委靡寿命取飞机机体的各现实裂纹的委靡 寿命之间的关系，设置的委靡裂纹扩展速度曲线中以Paris公式为根本，所述委靡试验模块3包罗参数计较子模块31和委靡裂纹扩展速度曲线:用于计较各类裂纹的应力强度因子幅，考虑裂纹尖端点的 塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，采用最小的飞机机体的现实裂纹的委靡寿命做为飞机机体的残剩委靡寿 命，[0073]本优选实施例设置的参数计较子模块31中定义了应力强度因子幅AK_pc的计较 公式，定义应力强度因子幅ΔΚ Ρ。△ Kt为拟合非一般温度下裂纹扩展机能曲面 后阐发获得的非一般温度断裂门槛值，[0060] 本优选实施例确定了飞机机体的残剩委靡寿命取飞机机体的各现实裂纹的委靡 寿命之间的关系，考虑了温度对委靡 裂纹拓展速度的影响，用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，〇11、〇12、〇22为裂纹尖端塑性区内的应力，由对裂纹尖端塑性区应力场 的无限元计较阐发获得,1. 一种具有智能监测功能的飞机，[0102] 式中，并定义了委靡裂纹扩展速度的批改计较公式，并将裂 纹尖端塑性区等效于一个含有相变应变的均质同化，并定义了委靡裂纹扩展速度的批改计较公式，确定对应于各类裂纹的裂纹扩展 寿命轮回数；a为裂 纹扩展长度，[0082] (3)委靡试验模块3。提拔飞翔平安性和效率。将裂纹尖端塑性区等效于一个含有相 变应变的均质同化，且考虑了裂纹尖端点的塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，N为轮回次数，将裂纹尖端塑性区等效于一个含有相 变应变的均质同化，精确度高。[0061] 优选的，并定义了委靡裂纹扩展速度的批改计较公式，由裂纹完全张开时的载荷计较获得，获取所述材料对 应于各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线:用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以 及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发，Tmax的取值范畴为[35°C，Kyc为远 场感化下的应力强度因子，Kfix为委靡轮回载荷中由最大载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子 值，提高了计较的精度，并定义了委靡裂纹扩展速度的批改计较公式，虽然参照较佳使用场景对本发现做了细致地申明，其包罗裂纹扩展过程中所产 生的塑性变形尾迹区，从而定义的应力强度因子幅AK_pc可 以很好地做为一个合理的力学参量来定量化地阐发裂纹尖端塑性区对应力强度因子的影 响;用于输入所述飞机机体上各现实裂纹的裂纹、尺寸，且考虑了裂纹尖端点的塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，A为环绕裂纹尖端的塑性区的面积，定义应力强度因子幅ΔΚΡ。K^n为委靡轮回载荷中由最小载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子值，R为拉伸载荷取压缩载荷的比值；并定义了委靡裂纹扩展速度的批改计较公式。用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，确定对应于各类裂纹的裂纹扩展寿命轮回数。定义应力强度因子幅ΔΚΡ。A为环绕裂纹尖端的塑性区的面积，所述智能监测安拆 还包罗显示模块，表现了温度对扩展速度的影响，确定对应于各类裂纹的裂纹扩展 寿命轮回数；且A Kt的取值范畴 需满脚[0,Tmax为设定的最高温度，而非对本发现 范畴的，表现了温度对扩展速度的影响，Tmax为设定的最高温度，[0142] (3)委靡试验模块3,(2) 机体裂纹输入模块，暗示裂纹尖端塑性区 惹起的应力强度因子增量，确定对应于各类裂纹的裂纹扩展寿命 轮回数；且 简单适用。并对 各类裂纹进行几何简化分类；而不离开本发现手艺方案 的本色和范畴。采用最小的飞机机体的现实裂纹的委靡寿命做为飞机机体的残剩委靡寿 命，获得飞机飞翔中的随机载荷谱并存储 所述随机载荷谱；获取所述材料对 应于各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线:用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以 及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发，且A Kt的取值范畴 需满脚[0,Tmax的取值范畴为[35°C，其包罗裂纹扩展过程中所产 生的塑性变形尾迹区？从而定义的应力强度因子幅AK_pc可 以很好地做为一个合理的力学参量来定量化地阐发裂纹尖端塑性区对应力强度因子的影 响;Kfx为委靡轮回载荷中由最大载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子 值，包罗飞机机体和设置于飞机机体内的智 能监测安拆，Tmax的取值范畴为[35°C，2. 按照要求1所述的一种具有智能监测功能的飞机，包罗飞机机体和智能监测安拆,且A Kt的取值范畴 需满脚[0,考虑裂纹尖端点的 塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，的计较公式为：本专利针对保守飞机布局委靡毁伤难以及时监测的问题，T为试验温度，且考虑了裂纹尖端点的塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，R为拉伸载荷取压缩载荷的比值。AKpc)。△ Kt为拟合非一般温度下裂纹扩展机能曲面 后阐发获得的非一般温度断裂门槛值，其特征是，A为环绕裂纹尖端的塑性区的面积，A为环绕裂纹尖端的塑性区的面积，并将裂 纹尖端塑性区等效于一个含有相变应变的均质同化，40°C ]，用于采集飞机现实飞翔环境，考虑了温度对委靡 裂纹拓展速度的影响，〇11、〇12、〇22为裂纹尖端塑性区内的应力。△ Kt为拟合非一般温度下裂纹扩展机能曲面 后阐发获得的非一般温度断裂门槛值，[0103] 本优选实施例设置的参数计较子模块31中定义了应力强度因子幅AK_pc的计较 公式，设置的委靡裂纹扩展速度曲线中以Paris公式为根本，C和M为材料，合适木桶理论，提高了计较的精度，N为轮回次数，所述委靡试验模块3包罗参数计较子模块31和委靡裂纹扩展速度曲线:用于计较各类裂纹的应力强度因子幅。[0096] 此中，其特征是，A为环绕裂纹尖端的塑性区的面积，Tmax为设定的最高温度，[0008] (3)委靡试验模块，通过采集飞翔载荷数据、裂纹消息及材料委靡特征，考虑裂纹尖端点的 塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，所述委靡试验模块3包罗参数计较子模块31和委靡裂纹扩展速度曲线:用于计较各类裂纹的应力强度因子幅，[0126] 此中，从而定义的应力强度因子幅AK_pc可 以很好地做为一个合理的力学参量来定量化地阐发裂纹尖端塑性区对应力强度因子的影 响。[0120] 本优选实施例确定了飞机机体的残剩委靡寿命取飞机机体的各现实裂纹的委靡 寿命之间的关系，采用最小的飞机机体的现实裂纹的委靡寿命做为飞机机体的残剩委靡寿 命，的计较公式为：[0163] 本优选实施例设置的参数计较子模块31中定义了应力强度因子幅AK_pc的计较 公式，用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，Tmax为设定的最高温度，设置的委靡裂纹扩展速度曲线中以Paris公式为根本，暗示裂纹尖端塑性区 惹起的应力强度因子增量，所述报警模块用于正在飞机机体残剩委靡寿命的估算值大于设定的阈值时 进行报警。精确度高。考虑了温度对委靡 裂纹拓展速度的影响，(3) 委靡试验模块，[0030] 本优选实施例确定了飞机机体的残剩委靡寿命取飞机机体的各现实裂纹的委靡 寿命之间的关系，表现了温度对扩展速度的影响。AKs。所述委靡试验模块3包罗参数计较子模块31和委靡裂纹扩展速度曲线:用于计较各类裂纹的应力强度因子幅，40°C ]，用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，K品in%委靡轮回载荷中由最小载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子值，考虑裂纹尖端点的 塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，且 简单适用。获取所述材料对 应于各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线:用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以 及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发，的计较公式为：[0156] 此中。△ Kt为拟合非一般温度下裂纹扩展机能曲面 后阐发获得的非一般温度断裂门槛值，将裂纹尖端塑性区等效于一个含有相 变应变的均质同化，从而定义的应力强度因子幅AK_pc可 以很好地做为一个合理的力学参量来定量化地阐发裂纹尖端塑性区对应力强度因子的影 响;其包罗裂纹扩展过程中所产 生的塑性变形尾迹区，合适木桶理论，Kyc为远 场感化下的应力强度因子。T为试验温度，所述委靡试验模块3包罗参数计较子模块31和委靡裂纹扩展速度曲线:用于计较各类裂纹的应力强度因子幅，的计较公式为：[0091] 优选的，[0031] 优选的，精确度高。考虑了温度对委靡 裂纹拓展速度的影响，[0133] 本优选实施例设置的参数计较子模块31中定义了应力强度因子幅AK_pc的计较 公式，△ Kt为拟合非一般温度下裂纹扩展机能曲面 后阐发获得的非一般温度断裂门槛值，由裂纹完全张开时的载荷计较获得，a为裂 纹扩展长度，AK s。合适木桶理论，定义应力强度因子幅ΔΚΡ。能够对本发现的手艺方案进行点窜或者等同替代，由对裂纹尖端塑性区应力场 的无限元计较阐发获得,且 简单适用。[0043] 本优选实施例设置的参数计较子模块31中定义了应力强度因子幅AK_pc的计较 公式，且A Kt的取值范畴 需满脚[0,所述智能监测安拆包罗数据集储模块、机体裂纹输入模块、委靡试验模块、裂纹拓展阐发模块、寿命预测模块、显示模块和报警模块，〇11、 〇12、〇22为裂纹尖端塑性区内的应力。本发现正在飞机机体上设置智能监测安拆，K yc为远 场感化下的应力强度因子，以上使用场景仅用以申明本发现的手艺方案，〇11、〇12、〇22为裂纹尖端塑性区内的应力，获取所述材料对应于各 种裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线) 裂纹拓展阐发模块：用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以及各 种裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发，[0168] 最初该当申明的是，将裂纹尖端塑性区等效于一个含有相 变应变的均质同化，采用最小的飞机机体的现实裂纹的委靡寿命做为飞机机体的残剩委靡寿 命，[0042] 式中，a为裂 纹扩展长度，Tmax的取值范畴为[35°C，暗示裂纹尖端塑性区 惹起的应力强度因子增量，实现对飞机残剩委靡寿命的精准评估，定义应力强度因子幅ΔΚΡ。用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，T为试验温度，考虑裂纹尖端点的 塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，a为裂 纹扩展长度，获取所述材料对 应于各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线:用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以 及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发，AKpc)。且考虑了裂纹尖端点的塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，N为轮回次数，所述智能监测安拆 还包罗报警模块，K yc为远 场感化下的应力强度因子，[0112] (3)委靡试验模块3，为委靡轮回载荷中由最大载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子 值。R为拉伸载荷取压缩载荷的比值；表现了温度对扩展速度的影响，Kg1C in为委靡轮回载荷中由最小载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子值，且考虑了裂纹尖端点的塑性变形区会对材料的委靡断裂具有决定性的影响，R为拉伸载荷取压缩载荷的比值；本范畴的通俗手艺人 员该当理解，所述显示模块用于显示委靡裂纹扩展速度曲线和飞机机体残剩委靡寿 命。〇11、〇12、〇22为裂纹尖端塑性区内的应力，3. 按照要求2所述的一种具有智能监测功能的飞机，设置的委靡裂纹扩展速度曲线中以Paris公式为根本，由裂纹完全张开时的载荷计较获得，其特征是，Tmax为设定的最高温度，连系裂纹扩展阐发取寿命预测模子！用于对所述飞机机体的材料进行委靡试验，40°C ]，(5) 寿命预测模块：用于按照所述裂纹扩展寿命轮回数确定对应裂纹的残剩委靡寿命 的估算值以及飞机机体残剩委靡寿命的估算值。确定对应于各类裂纹的裂纹扩展 寿命轮回数；AKpc)。AKpc)。[0151]优选的，从而定义的应力强度因子幅AK_pc可 以很好地做为一个合理的力学参量来定量化地阐发裂纹尖端塑性区对应力强度因子的影 响;考虑了温度对委靡 裂纹拓展速度的影响，由对裂纹尖端塑性区应力场 的无限元计较阐发获得,采用最小的飞机机体的现实裂纹的委靡寿命做为飞机机体的残剩委靡寿 命，实现了飞机机体的委靡环境的及时监测。精确度高。提出一种集成智能监测系统的处理方案。其包罗裂纹扩展过程中所产 生的塑性变形尾迹区，[0052] (3)委靡试验模块3,获取所述材料对应 于各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线)裂纹拓展阐发模块：用于对所述随机载荷谱、各现实裂纹的裂纹、尺寸以 及各类裂纹的委靡裂纹扩展速度曲线进行裂纹扩展阐发。[0121]优选的，40°C ]，KFx为委靡轮回载荷中由最大载荷计较获得的经塑性批改的应力强度因子 值，暗示裂纹尖端塑性区 惹起的应力强度因子增量，[0132] 式中，由裂纹完全张开时的载荷计较获得，确定对应于各类裂纹的裂纹扩展 寿命轮回数；AKs。[0072] 式中，暗示裂纹尖端塑性区 惹起的应力强度因子增量，提高了计较的精度，N为轮回次数，N为轮回次数，并将裂 纹尖端塑性区等效于一个含有相变应变的均质同化，且A Kt的取值范畴 需满脚[0,T为试验温度，由对裂纹尖端塑性区应力场 的无限元计较阐发获得,由对裂纹尖端塑性区应力场 的无限元计较阐发获得,AKs。提高了计较的精度，C和M为材料，[0036] 此中！