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南京航空航天大學碩士學位論文 摘 要 飛機結構上大量使用的鋁合金材料對腐蝕介質是十分敏感的，腐蝕與疲勞 載荷的協(xié)同作用導致的腐蝕疲勞問題直接影響著飛機結構的完整性和使用安全 性。腐蝕損傷類型眾多，點蝕是現(xiàn)役飛機結構主要的腐蝕損傷類型之一。飛機 結構分解檢查和預腐蝕疲勞試驗結果表明：疲勞裂紋萌生于蝕坑，結構表面出 現(xiàn)的點蝕坑缺口與結構疲勞壽命下降有密切的關系。因此點蝕疲勞壽命估算具 有重要的研究價值。 本文對現(xiàn)有的疲勞壽命估算模型進行了簡要的回顧和總結。通過分析材料 腐蝕試驗數(shù)據(jù)和退役飛機結構分解檢查數(shù)據(jù)，研究了飛機鋁合金結構點蝕坑的 幾何尺寸。提出一種估算點蝕疲勞壽命的投影面積法。本方法選擇點蝕坑的投 影面積作為腐蝕損傷特征量，基于 Murakami 投影面積模型，，給出一種疲勞缺 口系數(shù)計算公式，利用一般環(huán)境（干燥空氣）中的S-N 曲線，按照名義應力法 估算點蝕坑結構的疲勞壽命。采用本方法預測了2024-T3 和7075-T6 兩種鋁合 金預腐蝕試件的疲勞缺口系數(shù)和腐蝕疲勞壽命。計算結果表明：預測值與試驗 值的變化趨勢一致，兩者符合較好。 關鍵詞：點蝕；預腐蝕；缺口效應；應力集中；腐蝕疲勞；疲勞壽命 I 點蝕疲勞壽命估算的投影面積法 Abstract The aluminium alloy widely used in the aircraft structures was sensitive to the corrosive environment and the synergetic effect of corrosion with fatigue loads has a direct influence on the aircraft structural integr

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