在動態(tài)載荷作用下,飛行器局部結(jié)構(gòu)會出現(xiàn)較大的響應(yīng),由此引起的疲勞破壞是結(jié)構(gòu)破壞的主要形式之一。因此,對隨機動載荷激勵下飛行器典型結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動疲勞壽命分析具有重要意義。本文擬在對多軸應(yīng)力等效和細(xì)觀力學(xué)影響進(jìn)行深入研究的基礎(chǔ)上,更準(zhǔn)確地預(yù)估飛行器典型結(jié)構(gòu)的振動疲勞壽命。在多軸應(yīng)力等效方面,本文根據(jù)Von Mises和Lemaitre兩種等效準(zhǔn)則實現(xiàn)在頻域范圍內(nèi)的多軸應(yīng)力向單軸應(yīng)力的轉(zhuǎn)化,然后利用現(xiàn)有成熟的單軸振動疲勞分析理論進(jìn)行壽命預(yù)估,解決了隨機加載情況下結(jié)構(gòu)的多軸疲勞問題。在細(xì)觀力學(xué)方面,針對金屬疲勞損傷高度局部性這一特點,本文提出了一種基于細(xì)觀力學(xué)的損傷模型。該模型基于宏觀單元與細(xì)觀RVE的響應(yīng)映射關(guān)系,將宏觀疲勞問題轉(zhuǎn)化為細(xì)觀RVE的損傷破壞問題,認(rèn)為振動疲勞壽命等于細(xì)觀RVE的失效壽命。相比于傳統(tǒng)時頻域分析方法,模型進(jìn)一步將振動疲勞壽命劃分為微裂紋萌生壽命和擴展壽命兩個階段,并對隨機激勵下的各階段疲勞壽命和損傷演化過程進(jìn)行了分析計算。應(yīng)用上述研究方法從理論上來說能夠有效提高振動疲勞壽命預(yù)估精度。為了進(jìn)一步驗證相關(guān)理論的正確性和適用性,本文以一個航空典型加筋結(jié)構(gòu)“九宮格壁板”為例進(jìn)... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：80 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

論文主要框架圖

基于細(xì)觀力學(xué)的振動疲勞研究第二章 振動疲勞壽命分析理論由于循環(huán)載荷引起的局部損傷的過程。疲勞問題主要可分為兩的本質(zhì)是一樣的，但振動疲勞比常規(guī)疲勞復(fù)雜，其需要考慮結(jié)目前結(jié)構(gòu)疲勞壽命的預(yù)估還是以常規(guī)疲勞的理論為基礎(chǔ)的，常程度上同樣適用于振動疲勞。本章將對疲勞壽命理論所涉及到方法作以介紹。-N 曲線試驗是讓被測試樣受周期性載荷作用，多數(shù)情況下為恒定頻率下發(fā)生破壞時應(yīng)力幅值a 所對應(yīng)的疲勞循環(huán)周次 N ，就能得到如

穩(wěn)定恒幅載荷作用下結(jié)構(gòu)的疲勞壽命可根據(jù) S-N 曲線直接計算得到。而下，作用在實際結(jié)構(gòu)上的載荷并不是穩(wěn)定的恒幅應(yīng)力，其應(yīng)力幅值與平均應(yīng)力是不斷疲勞累積損傷理論研究的是變幅載荷作用下疲勞損傷的累積規(guī)律和疲勞破壞的準(zhǔn)則，于疲勞壽命的預(yù)測而言是十分重要的[10]。變幅載荷加載條件下的損傷最先由 Palmgren 于 1924 年提出，隨后 Miner 提出了線性準(zhǔn)則，他認(rèn)為各應(yīng)力水平下的損傷是可以線性疊加的，如圖 2.2 所示。假設(shè)i 為每個料的損傷值，則應(yīng)力a ,i 下加載in 個循環(huán)周次后的損傷量為i in ，給定總損傷為i N 勞損傷定義為：i i ii ii i in nD DN N 式中，iN 為材料 S-N 曲線中應(yīng)力幅值a ,i 所對應(yīng)的疲勞破壞循環(huán)數(shù)。則各級載荷累計傷可以表示為：1miiinDN


本文編號：3075554