本文關(guān)鍵詞：點(diǎn)蝕疲勞壽命估算的投影面積法，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 摘 要 飛機(jī)結(jié)構(gòu)上大量使用的鋁合金材料對腐蝕介質(zhì)是十分敏感的，腐蝕與疲勞 載荷的協(xié)同作用導(dǎo)致的腐蝕疲勞問題直接影響著飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性和使用安全 性。腐蝕損傷類型眾多，點(diǎn)蝕是現(xiàn)役飛機(jī)結(jié)構(gòu)主要的腐蝕損傷類型之一。飛機(jī) 結(jié)構(gòu)分解檢查和預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)果表明：疲勞裂紋萌生于蝕坑，結(jié)構(gòu)表面出 現(xiàn)的點(diǎn)蝕坑缺口與結(jié)構(gòu)疲勞壽命下降有密切的關(guān)系。因此點(diǎn)蝕疲勞壽命估算具 有重要的研究價(jià)值。 本文對現(xiàn)有的疲勞壽命估算模型進(jìn)行了簡要的回顧和總結(jié)。通過分析材料 腐蝕試驗(yàn)數(shù)據(jù)和退役飛機(jī)結(jié)構(gòu)分解檢查數(shù)據(jù)，研究了飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)點(diǎn)蝕坑的 幾何尺寸。提出一種估算點(diǎn)蝕疲勞壽命的投影面積法。本方法選擇點(diǎn)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(jì)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(yīng)力法 估算點(diǎn)蝕坑結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。采用本方法預(yù)測了2024-T3 和7075-T6 兩種鋁合 金預(yù)腐蝕試件的疲勞缺口系數(shù)和腐蝕疲勞壽命。計(jì)算結(jié)果表明：預(yù)測值與試驗(yàn) 值的變化趨勢一致，兩者符合較好。 關(guān)鍵詞：點(diǎn)蝕；預(yù)腐蝕；缺口效應(yīng)；應(yīng)力集中；腐蝕疲勞；疲勞壽命 I 點(diǎn)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 integrality and safety. There were various types of corrosion damage and pitting corrosion is one of the main corrosion models on the aircraft structures in servicing. The study on the torn-down aircraft structures and pre-corroded fatigue experiments

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