多位置損傷結構疲勞壽命的試驗探析論文

　　所謂結構疲勞損傷，是指由於重複荷載作用而引起的結構材料效能衰減的過程，也就是通常所說的疲勞裂紋的發生、發展、形成巨集觀裂紋、發生破壞的全過程。疲勞損傷與普通損傷的最大區別在於隨著荷載迴圈次數的增加，疲勞中的損傷存在一個累積的過程。以下是小編今天為大家精心準備的：多位置損傷結構疲勞壽命的試驗探析相關文。內容僅供參考，歡迎閱讀!

　　多位置損傷結構疲勞壽命的試驗探析全文如下：

　　引言

　　隨著飛機使用年限的增加，搭接板*** 殼*** 結構中的裂紋隨機分佈於一排共線鉚釘孔的邊緣，這便構成了飛機結構中典型的多部位損傷*** MSD*** 的幾何特徵。這種結構會對飛機的結構安全性形成極大威脅，因此認識其發展變化規律有著十分重要的意義。

　　計算疲勞裂紋擴充套件的方法通常有理論方法、模擬方法和試驗方法。在利用理論方法計算MSD 裂紋的疲勞擴充套件壽命時，通常需要先計算裂紋的應力強度因子，由於MSD 結構複雜且通常具有多個疲勞源，因此利用解析法計算MSD 結構應力強度因子具有一定的難度。隨著有限元軟體的發展，運用有限元方法對MSD 裂紋的疲勞擴充套件進行模擬求解成為了一種較新穎的嘗試。但ANSYS、ABAQUS、NASTRA 等大型有限元軟體在對疲勞裂紋問題進行計算時往往需要進行十分複雜的流程操作，因而在實際應用上或多或少也受到了一定的侷限。

　　本文采用試驗方法對含MSD 某型飛機典型鉚接壁板進行分析。通過觀察板上各孔邊裂紋的裂紋擴充套件現象，記錄其裂紋擴充套件壽命，總結出典型MSD 結構的裂紋擴充套件規律。

　　1 試驗過程

　　1. 1 研究物件與結構模型

　　選取飛機典型鉚接壁板結構模擬件—有限共線5孔邊對稱裂紋結構進行試驗。

　　壁板各孔邊兩側線切割1mm 預製切口，壁板的線切割位置及尺寸。模擬件壁板採用2mm 厚2024-T62 鋁合金薄板，其斷裂韌KΙc = 50MPa·槡m ，抗拉強度σb = 455MPa，屈服強度σp0. 2 =414MPa，彈性模量E = 71. 4GPa，泊松比μ = 0. 3。

　　試驗結構模擬件共2 件，編號為SY1 和SY2。在空氣環境中進行預腐蝕、疲勞起裂和疲勞擴充套件試驗。

　　1. 2 試驗方案

　　採用PLS-100 電液伺服疲勞實驗機進行模擬件在試驗環境下的疲勞起裂和裂紋擴充套件試驗，其靜載荷誤差在1%以內，動載誤差在3%以內。採用專用夾具對試樣進行夾持。採用寬範圍顯微鏡觀測記錄孔邊裂紋萌生情況和擴充套件資料。

　　疲勞起裂和裂紋擴充套件試驗步驟如下:

　　*** 1*** 安裝試樣;

　　*** 2*** 按載荷水平進行疲勞起裂試驗，R =0. 06，頻率5Hz。每隔5000 次觀測孔邊是否萌生裂紋。當孔邊切口處萌生平均長度約1mm 的裂紋時，進行裂紋擴充套件試驗;

　　*** 3*** 按載荷水平進行裂紋擴充套件試驗，平均每擴充套件約0. 5mm，採用寬範圍顯微鏡記錄所有孔邊裂紋擴充套件a - N 資料;