發(fā)布時間：2021-09-25 14:04

　　航空結(jié)構(gòu)中存在大量的三維形式裂紋,如角裂紋,表面裂紋等。對含有三維裂紋的結(jié)構(gòu)進行疲勞裂紋擴展分析和疲勞壽命預(yù)測在飛機結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計中至關(guān)重要。然而,譜載荷下三維裂紋的疲勞擴展及壽命預(yù)測至今未能得到很好的解決,原因在于用于進行疲勞擴展分析以及壽命預(yù)測的材料疲勞性能參數(shù)均是根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)疲勞實驗數(shù)據(jù)獲得的,而實際三維裂紋尖端的三維應(yīng)力狀態(tài)不同于標(biāo)準(zhǔn)試驗件中穿透裂紋尖端的應(yīng)力狀態(tài),因此現(xiàn)有的材料疲勞性能數(shù)據(jù)不能直接應(yīng)用于三維裂紋疲勞擴展及疲勞壽命分析。因此,本文基于三維疲勞斷裂理論,對三維疲勞裂紋擴展做了以下工作:1.基于有限元軟件ABAQUS計算了含穿透直裂紋有限寬度平板裂尖的應(yīng)力強度因子,并得到了裂尖應(yīng)力強度因子沿板厚方向的變化趨勢。標(biāo)準(zhǔn)疲勞試驗得到的裂紋擴展速率曲線依賴于試樣厚度和應(yīng)力比。為了得到只和材料本身相關(guān)的疲勞性能參數(shù),采用疲勞裂紋閉合模型中提出的有效應(yīng)力強度因子的概念,對不同試樣厚度、不同應(yīng)力比下的裂紋擴展曲線進行處理,將這些曲線統(tǒng)一到同一條曲線上,從而得到只和材料本身相關(guān)的疲勞性能參數(shù)。對2.3 mm厚的2024-T3鋁合金試樣在應(yīng)力比分別為0.05和-1的情況下的疲勞裂紋擴展... 

【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)】：87 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

飛機水平尾翼的疲勞裂紋萌生位置及疲勞裂紋斷面形貌

?芯苛俗楹顯際?в?筒牧隙狹訝托災(zāi)?淶墓叵�。�?1.2 線彈性和彈塑性疲勞斷裂理論從二維向三維發(fā)展的示意圖1.2.2 三維疲勞裂紋擴展和壽命預(yù)測研究現(xiàn)狀工程結(jié)構(gòu)在實際的服役過程中承受的載荷一般是循環(huán)載荷。最新的飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想，損傷容限設(shè)計的觀點認(rèn)為：工程結(jié)構(gòu)中或結(jié)構(gòu)所使用的材料中原本就含有如空穴、裂紋等各種缺陷。結(jié)構(gòu)的有效服役壽命是由一條假設(shè)尺寸的裂紋，或者采用無損檢測等方法檢測得到初始尺寸的裂紋在服役載荷下擴展到導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞的臨界尺寸值所需的載荷循環(huán)的次數(shù)[38]。自從 Irwin 在研究裂紋問題中提出裂紋端部場的應(yīng)力強度因子概念，裂紋端部場得到了準(zhǔn)確描述，引發(fā)了對線彈性斷裂力學(xué)的大量研究，許多研究人員采用斷裂力學(xué)理論來描述裂紋在疲勞載荷作用下的擴展行為。在循環(huán)載荷的作用下，疲勞裂紋擴展速率（即尺寸為 a 的穿透裂紋在一個載荷循環(huán)作用下增加的長度，用 da/dN 表示）是描述疲勞裂紋擴展行為最基本的參數(shù)。1963 年，Pairs 和 Erdogan[39]根據(jù)已有的對疲勞裂紋擴展研究的文獻以及疲勞裂紋擴展實驗的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，應(yīng)力強度因子 K 控制著裂紋擴展速率。這一重大發(fā)現(xiàn)將斷裂理論成功地應(yīng)用到金屬疲勞問題中，引發(fā)了大量的后續(xù)相關(guān)研究工作。Pairs 和 Erdogan 根據(jù)大量的疲勞裂紋實驗數(shù)據(jù)提

基于裂紋閉合模型的三維裂紋疲勞擴展分析力比循環(huán)載荷作用下材料疲勞裂紋擴展速率的經(jīng)驗公式，即 Paris 公式( )ndaC KdN C 和n 是根據(jù)具體的疲勞裂紋擴展試驗數(shù)據(jù)擬合得到的材料參數(shù)； K 的應(yīng)力強度因子的幅值。is 公式描述的 da / dN ~ K 曲線畫在雙對數(shù)坐標(biāo)系中，疲勞裂紋擴展速 的直線。然而，對比 Paris 公式給出的疲勞裂紋擴展速率和實際實驗中該公式只在一定的應(yīng)力強度因子范圍內(nèi)有效。根據(jù)疲勞試驗測得的疲勞發(fā)現(xiàn)，實際的裂紋擴展過程可以大致分為三個階段：即裂紋低速擴展，速擴展。圖 1.3 所示的即為典型的真實疲勞裂紋擴展速率曲線。

【參考文獻】：
期刊論文
[1]基于遺傳規(guī)劃算法的不同應(yīng)力比下不同厚度7050鋁合金疲勞裂紋擴展壽命預(yù)測[J]. 羅豪鑫,陳傳勇,劉建中,張麗娜.  材料科學(xué)與工程學(xué)報. 2017(01)
[2]三維裂紋端部應(yīng)力場的三參數(shù)描述及等效厚度概念[J]. 佘崇民,趙軍華,于培師,郭萬林.  中國科學(xué):物理學(xué) 力學(xué) 天文學(xué). 2014(01)
[3]復(fù)雜環(huán)境下的三維疲勞斷裂[J]. 郭萬林.  航空學(xué)報. 2002(03)
[4]航空結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計中的三維問題[J]. 郭萬林.  航空學(xué)報. 1995(02)

博士論文
[1]含曲線裂紋結(jié)構(gòu)的三維斷裂與疲勞裂紋擴展模擬研究[D]. 于培師.南京航空航天大學(xué) 2010
[2]宏觀結(jié)構(gòu)的三參數(shù)三維斷裂研究[D]. 趙軍華.南京航空航天大學(xué) 2008

碩士論文
[1]譜載三維疲勞裂紋擴展研究[D]. 顧紹景.南京航空航天大學(xué) 2011
[2]疲勞壽命預(yù)報統(tǒng)一方法中的載荷次序問題研究[D]. 陳峰落.中國艦船研究院 2011



本文編號：3409871