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(duì)含有三維裂紋的結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展分析和疲勞壽命預(yù)測(cè)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)中至關(guān)重要。然而,譜載荷下三維裂紋的疲勞擴(kuò)展及壽命預(yù)測(cè)至今未能得到很好的解決,原因在于用于進(jìn)行疲勞擴(kuò)展分析以及壽命預(yù)測(cè)的材料疲勞性能參數(shù)均是根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)疲勞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得的,而實(shí)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(yàn)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(kuò)展及疲勞壽命分析。因此,本文基于三維疲勞斷裂理論,對(duì)三維疲勞裂紋擴(kuò)展做了以下工作:1.基于有限元軟件ABAQUS計(jì)算了含穿透直裂紋有限寬度平板裂尖的應(yīng)力強(qiáng)度因子,并得到了裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子沿板厚方向的變化趨勢(shì)。標(biāo)準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)得到的裂紋擴(kuò)展速率曲線依賴(lài)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(qiáng)度因子的概念,對(duì)不同試樣厚度、不同應(yīng)力比下的裂紋擴(kuò)展曲線進(jìn)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(duì)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(kuò)展... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：87 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

飛機(jī)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)?淶墓叵怠Ｍ?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(kuò)展和壽命預(yù)測(cè)研究現(xiàn)狀工程結(jié)構(gòu)在實(shí)際的服役過(guò)程中承受的載荷一般是循環(huán)載荷。最新的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想，損傷容限設(shè)計(jì)的觀點(diǎn)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(wú)損檢測(cè)等方法檢測(cè)得到初始尺寸的裂紋在服役載荷下擴(kuò)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(wèn)題中提出裂紋端部場(chǎng)的應(yīng)力強(qiáng)度因子概念，裂紋端部場(chǎng)得到了準(zhǔn)確描述，引發(fā)了對(duì)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(lái)描述裂紋在疲勞載荷作用下的擴(kuò)展行為。在循環(huán)載荷的作用下，疲勞裂紋擴(kuò)展速率（即尺寸為 a 的穿透裂紋在一個(gè)載荷循環(huán)作用下增加的長(zhǎng)度，用 da/dN 表示）是描述疲勞裂紋擴(kuò)展行為最基本的參數(shù)。1963 年，Pairs 和 Erdogan[39]根據(jù)已有的對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展研究的文獻(xiàn)以及疲勞裂紋擴(kuò)展實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，應(yīng)力強(qiáng)度因子 K 控制著裂紋擴(kuò)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(wèn)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(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)提

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

【參考文獻(xiàn)】：
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(kuò)展壽命預(yù)測(cè)[J]. 羅豪鑫,陳傳勇,劉建中,張麗娜.  材料科學(xué)與工程學(xué)報(bào). 2017(01)
[2]三維裂紋端部應(yīng)力場(chǎng)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(wàn)林.  中國(guó)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(wàn)林.  航空學(xué)報(bào). 2002(03)
[4]航空結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)中的三維問(wèn)題[J]. 郭萬(wàn)林.  航空學(xué)報(bào). 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(kuò)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(kuò)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(bào)統(tǒng)一方法中的載荷次序問(wèn)題研究[D]. 陳峰落.中國(guó)艦船研究院 2011



本文編號(hào)：3409871