机身加强框是民用飞机机体中常见的典型结构,加强框在飞机组装或者使用过程中难以避免会有裂纹产生,而由裂纹引起的结构强度降低导致致命性的灾难出现,是飞机在研制过程中需要考虑的重要问题。为了保证加强框结构设计能够符合适航规定的设计要求,需要对加强框进行损伤容限评定,而裂纹扩展分析则是损伤容限评定的重要内容之一。本文立足于实际工程,根据机身加强框的结构特点和载荷情况,进行裂纹扩展分析方法研究。获取裂纹尖端应力强度因子是进行裂纹扩展分析的前提条件,目前仅有一些简单的裂纹模型可以通过解析的方法得到。扩展有限元法作为一种新的数值计算方法,在求解应力强度因子时,能够反映复杂的结构形式和承载情况,被广泛的用于工程实际中的一些裂纹问题。本文借助大型通用有限元软件ABAQUS,利用扩展有限元法求解机身加强框裂纹尖端应力强度因子,进行裂纹扩展寿命计算,其目的是为了提出新的裂纹扩展分析方法。然后将新方法的分析结果与传统方法相比较,对两者的差异性进行研究。另外,本文还研究了加强框腹板上加强筋对框的裂纹扩展寿命的影响,为结构优化设计提供依据。本文的主要工作内容和取得的成果如下:1)本文在总结以往研究成果的前提下,提出了针对机身加强框结构损伤容限评定和裂纹扩展分析的具体内容和基本方法。系统性地分析了民用飞机机身加强框结构形式、设计特点和主要受载情况;详细阐述了民用飞机结构损伤容限设计概念和评定流程;解析了裂纹扩展的相关知识和分析难点。明确裂纹尖端应力强度因子是裂纹扩展分析中的关键因素。2)借助ABAQUS软件平台,建立了基于扩展有限元方法的应力强度因子的求解方法。首先通过对有限宽平板单侧边缘穿透裂纹模型进行分析,探讨了平板在轴向拉伸、对称弯曲载荷作用下,应力强度因子随载荷大小和裂纹长度的变化规律,将结果与理论解析解进行比较;然后分析“L”型角材单侧边缘穿透裂纹模型,在角材两直角边不同宽度比例的前提下,施加轴向拉伸载荷,研究不同裂纹长度下的应力强度因子,计算结果与相关参考文献结果进行比较。对比结果发现,其相对误差在可接受范围之内,从而验证此方法的可行性和准确性。同时明确在ABAQUS软件中,扩展有限元分析模型的建模方法和技巧;3)基于ABAQUS扩展有限元方法,提出一个新的用于分析机身加强框裂纹扩展寿命的计算方法。针对“C”型机身加强框结构形式和承载情况,在初始裂纹假设和裂纹扩展路径确定的前提下,首先利用ABAQUS软件的扩展有限元法,计算得到裂纹长度与裂纹尖端应力强度因子的关系;然后根据裂纹扩展拟合公式和破坏准则编写裂纹扩展分析程序,计算裂纹扩展寿命;最后与传统方法计算结果进行对比。分析结果发现,传统方法较为保守,裂纹扩展寿命偏低,新的方法能够较为真实的反映结构形式和承载情况,裂纹扩展寿命偏高;4)采用扩展有限元方法,研究框腹板上的加强筋对机身加强框裂纹扩展寿命的影响。以加强筋宽度和距离加强框内缘条高度两个参数为基础,设定优化方案,通过分析获得不同优化方案的裂纹尖端应力强度因子,以及裂纹扩展寿命。研究结果表明,增加加强筋有利于降低机身加强框上应力水平,抑制裂纹快速增长,提高裂纹扩展寿命。同时,比较两个优化参数对提高裂纹扩展寿命的影响程度,量化计算结果,为结构优化设计提供指导和帮助。