【摘要】：由于加工初始損傷及外部載荷等原因,飛機蒙皮會出現(xiàn)多部位損傷(MSD),MSD會顯著降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命和剩余強度,可能對結(jié)構(gòu)造成災(zāi)難性破壞。本文基于力學(xué)試驗方法并結(jié)合數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)(DIC),以飛機蒙皮作為研究對象,研究存在多MSD的2024鋁合金板材孔邊裂紋對其力學(xué)性能的影響。首先,通過疲勞試驗結(jié)合DIC的方法研究孔邊裂紋對疲勞性能的影響。為了確保試驗結(jié)果和計算結(jié)果的準確性,基于正交試驗方法對DIC的應(yīng)變計算精度進行了研究。將主要影響DIC計算精度的因素分別考慮并整合,基于正交試驗方法對各主要因素對DIC應(yīng)變誤差的影響程度進行綜合評估,并提出了針對本文試件和試驗類型的最優(yōu)計算參數(shù)組合。其次,在疲勞試驗中研究含孔邊裂紋試件在循環(huán)飛行載荷譜作用下的疲勞性能。基于實驗結(jié)果和DIC結(jié)果分析了:孔間距和裂紋間角度對疲勞壽命的影響;疲勞裂紋的擴展路徑;MSD試件疲勞破壞機理。為了預(yù)測MSD試件疲勞壽命,基于ABAQUS仿真軟件和Paris模型對應(yīng)力強度因子和疲勞壽命進行了計算并將計算結(jié)果與實驗結(jié)果進行了對比分析�；谠撚嬎惴椒�,對另外兩種裂紋構(gòu)型的試件進行了疲勞壽命的計算和對比分析。結(jié)果顯示MSD疲勞壽命隨孔間距增大而增大,且存在非共線裂紋試件的疲勞壽命大于存在共線裂紋試件的疲勞壽命。最后,通過拉伸試驗結(jié)合DIC的方法研究孔邊裂紋對剩余強度的影響。分析了孔間距和裂紋間角度對剩余強度的影響;基于凈截面屈服準則和塑性區(qū)連通準則進行了剩余強度的計算,并將計算結(jié)果和實驗結(jié)果進行了對比,并基于ABAQUS對誤差較大準則進行了修正;同時對另外兩種裂紋構(gòu)型的試件進行了剩余強度的計算和對比分析。結(jié)果顯示MSD試件剩余強度隨孔間距增大而增大,且存在非共線裂紋試件的剩余強度大于存在共線裂紋試件的疲勞壽命,其規(guī)律與疲勞壽命的趨勢一致。
【學(xué)位授予單位】：中國民航大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V215;V252.2
【圖文】：

圖1-1雙目立體視覺基本原理示意圖

4圖 1-2 3D DIC 基本原理[27]現(xiàn)狀用于宏觀尺度變形場測量的光測方法有全息干涉法、云影柵線和 3D DIC 等。全息干涉法、電子散斑干涉法、測方法，測量結(jié)果易受外界環(huán)境的影響，難以在實際工光路復(fù)雜且難以應(yīng)用于動態(tài)測量。與上述方法相比，3D隔振要求較低，可長期觀測；實驗光路簡單，可測物理對被測試件表面做簡單處理，實驗前期準備簡單易操作從幾十個微應(yīng)變到 2000%，測量對象可以從毫米級到幾

中國民航大學(xué)碩士學(xué)位論文本文中還利用存在雙排孔（含一排共線裂紋孔和一排非共線裂紋孔）的試件對相關(guān)實驗結(jié)果進行了實驗驗證，雙排孔的尺寸細節(jié)見圖 2-1（b）。

【參考文獻】

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本文編號：2745234