本文關(guān)鍵詞：多軸疲勞壽命分析方法在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用

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【摘要】：針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)上常見(jiàn)的處于多軸應(yīng)力應(yīng)變(比例多軸)狀態(tài)下的典型結(jié)構(gòu),采用3種多軸疲勞壽命分析模型,對(duì)該結(jié)構(gòu)的疲勞危險(xiǎn)部位進(jìn)行疲勞壽命分析,并與單軸壽命分析方法的分析結(jié)果、疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。首先對(duì)該結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)節(jié)有限元計(jì)算,確定結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布與應(yīng)力水平,當(dāng)載荷施加到88%的最大一級(jí)的峰值載荷時(shí),疲勞危險(xiǎn)部位的孔邊即出現(xiàn)顯著的塑性應(yīng)變,因此,選用低周疲勞(LCF)壽命預(yù)測(cè)模型進(jìn)行分析。選取的3種分析模型均是基于臨界面的分析模型,分別是Wang-Shang模型、Smith-Watson-Topper(SWT)模型以及Morrow-Brown-Miller模型。為驗(yàn)證分析模型工程適用性,開(kāi)展了該結(jié)構(gòu)的多軸疲勞試驗(yàn)。與試驗(yàn)結(jié)果相比,3種分析模型的預(yù)測(cè)結(jié)果均偏大,其中Wang-Shang模型的預(yù)測(cè)結(jié)果最接近試驗(yàn)值,適用于本文這類(lèi)結(jié)構(gòu);SWT模型和Morrow-Brown-Miller模型的預(yù)測(cè)結(jié)果誤差相對(duì)較大。對(duì)于處于多軸載荷狀態(tài)下的結(jié)構(gòu),應(yīng)按照多軸疲勞壽命分析方法進(jìn)行壽命預(yù)測(cè),單軸疲勞壽命分析方法將給出過(guò)于危險(xiǎn)的評(píng)定結(jié)果。
【作者單位】： 沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所;北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院;
【關(guān)鍵詞】： 疲勞 多軸疲勞 應(yīng)用 飛機(jī)結(jié)構(gòu) 壽命分析
【分類(lèi)號(hào)】：V215.5
【正文快照】： 網(wǎng)絡(luò)出版地址:www.cnki.net/kcms/detail/11.2625.V.20151014.1608.007.html引用格式:宋恩鵬,陸華,何剛,等.多軸疲勞壽命分析方法在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2016,42(5):906-911.SONG E P,LU H,HE G,et al.Application of multi-axial fatigue life estimati

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1 尚德廣，姚衛(wèi)星;基于臨界面法的多軸疲勞損傷參量的研究[J];航空學(xué)報(bào);1999年04期

2 王相平,周柏卓,楊曉光;多軸疲勞理論在航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件壽命預(yù)測(cè)中的應(yīng)用[J];沈陽(yáng)航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào);2004年04期

3 錢(qián)文學(xué);尹曉偉;由美雁;何雪md;謝里陽(yáng);;基于多軸疲勞模型的輪盤(pán)低循環(huán)疲勞壽命預(yù)測(cè)[J];中國(guó)機(jī)械工程;2009年07期

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本文編號(hào)：1009092